ĐẠI HỌC QUỐC GIA TP. HCM
TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA
Khoa Kỹ Thuật Giao Thông
BÁO CÁO
Môn học: CƠ HỌC BAY – TR3001
Chủ đề :
PHÂN TÍCH TÍNH NĂNG CỦA MÁY BAY PA-28-180
GVHD: Ngô Khánh Hiếu
Tên
MSSV
Ngô Anh Quyền
1914883
Trần Công Phong
1914638
Nguyễn Văn Công
1912807
Nguyễn Thanh Tuấn
1915780
Ngày 9 tháng 11 năm 2021
CHƯƠNG 1:.............................................................................................................. 5
PHÂN TÍCH MỘT SỐ TÍNH NĂNG KHI GIỮ NGUYÊN SỐ VÒNG QUAY
RPM = 2700 (v/p) ...................................................................................................... 5
1.1. Các đặc tính cơ bản về phân tích tính năng máy bay Piper Cherokee PA
28-180..................................................................................................................... 5
1.2. Xác định vận tốc tối đa tại các cao độ khác nhau ở chế độ bay thẳng đều.
.............................................................................................................................. 11
1.3. Phân tích đặc tính của công suất động cơ ................................................. 24
CHƯƠNG 2:............................................................................................................ 33
PHÂN TÍCH MỘT SỐ TÍNH NĂNG KHI THAY ĐỔI SỐ VÒNG QUAY
QUA VÒNG LẶP HIỆU SUẤT ĐẨY ................................................................... 33
2.1. Xác định tiêu hao nhiên liệu và quãng đường bay. .................................. 33
2.2. Phân tích tính năng ở chế độ bay lượn không động cơ (glide mode). .... 38
2.3. Phân tích tính năng bay lượn vòng cao độ không đổi (banked level turn)
.............................................................................................................................. 41
2.4. Phân tích chế độ bay lấy cao độ vận tốc không đổi (climbing at constant
speed). .................................................................................................................. 46
2.5. Phân tích các đặc tính của máy bay khi cất cánh và hạ cánh ................. 50
2
Hình Ảnh
Hình 1: Hình ảnh thực tế máy bay Piper Cherokee PA 28-180………………..……5
Hình 2: Bản vẽ hình chiếu 3 mặt cắt và thông số máy bayPiper PA 28-180
Cheroke…………………………………………………………...…………………6
Hình 3 : Đồ thị đặc tính vận tốc thẳng điều tối đa theo cao độ…………………….23
Hình 4: Đồ thị công suất cản yêu cầu theo vận tốc bay thẳng đều……………..….26
Hình 5: Bảng số liệu và đồ thị biểu diễn công suất cấp theo vận tốc tại 8000ft…...27
Hình 6: Bảng số liệu và đồ thị biểu diễn công suất cấp theo vận tốc tại 1000m…..28
Hình 7: Bảng số liệu và đồ thị biểu diễn công suất cấp theo vận tốc tại 1500m…..29
Hình 8: Bảng số liệu và đồ thị biểu diễn công suất cấp theo vận tốc tại 2000….…30
Hình 9: Bảng số liệu và đồ thị biểu diễn công suất cấp theo vận tốc tại 3000m…..31
Hình10: Đồ thị tổng hợp biểu diễn công suất cấp theo vận tốc theo cao độ…….…32
Hình 11: Đồ thị phân tích đặc tính thay đổi quãng đường theo các vận tốc bay thẳng
đều ……………………………………………………………………………........35
Hình 12: Đồ thị phân tích đặc tính thay đổi thời gian bay theo các vận tốc bay thẳng
đều…………………………………………………………………………….……35
Hình 13: Đồ thị biểu diễn suất tiêu hao nhiên liệu khi bay………………………...36
Hình 14: Nội suy giữa vận tốc bay thẳng đều và hiệu suất hệ thống đẩy……….….36
Hình 15: Biểu đồ biểu diễn % sử dụng công suất động cơ ở độ cao………………..37
Hình 16: Sự thay đổi với hiệu suất………………………………………………….49
Hình 17: Mối quan hệ giữa độ cao và vận tốc lấy cao độ tối đa……………………50
Hình 18: Thống kê các giai đoạn trong quá trình bay……………………………….51
Hình 19: Các giai đoạn của quá trình cất cánh………………………………………52
Hình 20: Các giai đoạn của quá trình hạ cánh………………………………………56
Hình 21: Sự thay đổi của lực ma sát giữa bánh xe và đường băng theo vận tốc….….58
3
Bảng
Bảng 1 : Bảng lặp vận tốc tối đa tại 1000m………………..……………………….18
Bảng 2 : Bảng lặp vận tốc tối đa tại 1500m……….……………………………..…19
Bảng 3 : Bảng lặp vận tốc tối đa tại 2000m………………………………………..21
Bảng 4 : Bảng lặp vận tốc tối đa tại 3000m…………………………………..23
Bảng 5: Bảng vòng lặp hiệu suất đẩy………………………………….……..34
Bảng 6: Bảng số liệu các thông số chia tại các điểm nhiên liệu………………34
Bảng 7: Bảng số liệu các thông số sau 4 lần lập hộ tụ tại chế độ bay lượn
vòng………………………………………………………………………….43
Bảng 8: Bảng số liệu các thông số khi bay lượn vòng tại mức nhiên liệu
50lít……………………………………………………………..………........44
Bảng 9: Bảng số liệu các thông số khi bay lượn vòng theo chế độ giữ nguyên
công suất như bay thẳng đều…………………………………………………45
Bảng 10: Bảng số liệu các thông số khi bay lượn vòng theo chế độ tăng góc
lượn thêm 15 độ…………………………………………………………...…48
Bảng 11: Bảng số liệu các thông số khi bay lấy cao độ……………….………47
Bảng 12: Bảng số liệu các thông số khi bay lấy cao độ tại điêu kiện công suất
tối thiểu………………………………………………………………………48
Bảng 13: Bảng so sánh các số liệu ở hai chế độ khi tính lại hiệu suất đẩy và lúc
chưa tính ……………………………………………………………………..49
Bảng 14: Bảng tổng hợp các số liệu khi máy bay cất cánh và hạ cánh ………57
4
CHƯƠNG 1:
PHÂN TÍCH MỘT SỐ TÍNH NĂNG KHI GIỮ NGUYÊN SỐ
VÒNG QUAY RPM = 2700 (v/p)
1.1. Các đặc tính cơ bản về phân tích tính năng máy bay Piper Cherokee
PA 28-180
*GIỚI THIỆU: Dòng máy bay Piper Cherokee PA 28-180 là dòng máy bay nhỏ có
4 chỗ ngồi bao gồm một phi công và tối đa là 3 hành khách.
Hình 1: hình ảnh thực tế máy bay Piper Cherokee PA 28-180
5
Hình 2: Bản vẽ hình chiếu 3 mặt cắt và thông số máy bayPiper PA 28-180 Cherokee
*DỮ LIỆU:
+ Khối lượng rỗng ( empty weight ) : 558kg
+ Khối lượng nhiên liệu ( thường là xăng ZA1) với   0.804(kg / l )
Ta có:  
m
V

m  V  0.804 189  151.96kg
+ Khối lượng nhiên liệu rỗng ( Fuel empty weight) : m fuel  full  152kg
mFuelEmpty  6.43kg
+ Tải trọng (Payload) = 240 kg (tương đương với 3 hành khách 75kg và 3 hành lí
nặng 5kg)
6
+ Vì chuẩn hành khách khi áp dụng cho máy bay là 75kg .
+ Khối lượng phi công : 80kg
+ Giữ RPM =2700 v/p
+ Sải cánh: b = 9,14m.
+ Diện tích cánh: S = 14,8645 m2 .
Tại độ cao h=8000 ft, dựa vào bảng tra bầu khí quyển tiêu chuẩn, ta có:
+ Khối lượng riêng:   0,9667kg / m3
+ Độ nhớt động học: 0,17721.10-4 (m2/s)
+ Tốc độ âm thanh: 330,9 m/s.
1.1.1 Khối lượng cất cánh (mTOW) của máy bay Piper Cherokee PA-28-180
Tổng khối lượng máy bay khi cất cánh = khối lượng rỗng + khối lượng nhiên
liệu + khối lượng tải + khối lượng của phi công .
mtow  mempty  m fuel  full  m payload  m pilot
 558  152  240  80  1030kg
1.1.2 Đặc tính lực nâng của cánh chính của máy bay Piper Cherokee PA-28-180
b2
9,142

 5, 62
 Tỉ lệ bình diện cánh: AR 
S 14,8645
+ Airfoil: NACA 652-415 series, t/c = 15%, Cl 0  0, 4 .
Ta có: Cl ,  5, 68.(1  0,8 )
 Cl ,  5, 68.(1  0,8.0,15)
 Cl ,  6,36 (1/rad)
Cl 0



+ L 0
Cl ,
  L 0  
0, 4 180
*
 3, 6
6,36 
7
+ CL 
Cl
C
1  l
 .AR
 CL 
+
6,36
 4, 676
6,36
1
 .5, 62
CL0  CL .( L0 )
 3, 6.
 CL 0  4, 676.  
 180

  0, 294

 CL  CL 0  CL  ==> CL  0.294  4.676
1.1.3 Hệ số Mach, hệ số lực nâng trên cánh CL1, góc tới α1 của máy bay ở cao độ
8000 ft khi máy bay thực hiện bay thẳng đều với vận tốc (V1) là 235 km/h:
V1=235km/h = 65.28m/s
Số Mach : M 
V 65.28

 0.1973
a 330.9
Tại vị trí như trên với vận tốc V=65,28 m/s ta thế vào công thức tính hệ số lực nâng:
CL1 
m.g
1
. .V 2 .S
2
 CL1 
1030, 72.9,806
1
.0,9667.65, 282.14,8645
2
 CL1  0,33
Ta lại có: CL  CL 0  CL .
 CL  0,294  4,676
 
CL  CL 0
CL
 
0,33  0, 294
(rad)
4, 676
8
 
0,33  0, 294 180
.
 0.44
4, 676

1.1.4 Phân tích đặc tính cản: lực cản ma sát (Dp), lực cản cảm ứng (Di) và lực cản
toàn thể D của máy bay trên ở chế độ bay thẳng đều
Biết đặc tính cản của máy bay Piper Cherokee PA-28-180 ở chế độ bay thẳng đều
CDcruise  0, 02315  0, 0696.CLcruise 2 .
Với hệ số lực nâng CL  0,33 như đã tính ở trên, thế vào công thức ta có:
Lực cản ma sát : D p 
1
 .V 2 .S .CDp ( với CD  0.02315 )
2
p

1
Dp  .0,9667.65, 282.14,8645.0, 02315
2

D p  708.8 N
Lực cản cảm ứng : Di 
1
 .V 2 .S .CDi với ( CDi  k .CL 2  0.0696.0.332  0.0076 )
2
1
Di  .0,9667.65, 282.14,8645.0.0076
2

Di  232 N
Lực cản toàn thể (D) của máy bay:
D  D p  Di  708.8  232  940.8 N
1.1.5 Phân tích đặc tính công suất: công suất cản ma sát (Pparasite), công suất cản
cảm ứng (Pinduced), công suất cản yêu cầu (Preq) và công suất cấp tối đa của động
cơ (Pengine_max) của máy bay trên ở chế độ bay thẳng đều ở cao độ bay 8000 ft
+
Công
suất
cản
ma
sát
:
Pparasite  D p .V  708,8  65, 28  46270.46W  62 hp
+ Công suất cản cảm ứng:
Pinduced  Di .V  232  65.28  15145W  20.3hp
+ Công suất yêu cầu: P=D.V=940,8*65,28=61415.424 (W)
9
 P=82,3 hp
Ta có  
 0.9667

 0.7888
 SL 1.2256
Psea _ level  135kW  181hp
Mà
Pengine _ max  Psea _ level .(1.13  0.13)

Pengine _ max  181 (1.13  0.7888  0.13)  137.8hp
1.1.6 Hiệu suất của hệ thống đẩy của máy bay Piper Cherokee PA-28-180 ở chế độ
bay thẳng đều.
Hiệu suất được đánh giá bởi biểu thức:
𝜂𝑝 (𝐽) = −2.071895𝐽4 + 3.841567𝐽3 − 3.6786𝐽2 + 2.5586𝐽 − 0.0051668
Trong đó: 𝐽 =
𝑉
𝑛×𝐷
;𝑛=
𝑅𝑃𝑀 𝑣ò𝑛𝑔
60
(
𝑔𝑖â𝑦
);
 D là đường kính chong chóng khí có giá trị bằng 1.88m
 RPM bằng 2700 vòng/phút
 V= 65.28 m/s
 Ta tính được: 𝑛 =
 𝐽=
𝑉
𝑛×𝐷
=
65.28
45×1.88
2700
60
= 45 (
𝑣ò𝑛𝑔
𝑔𝑖â𝑦
)
= 0.77
 𝜂𝑝 (𝐽) = −2.071895 × 0.774 + 3.841567 × 0.773 − 3.6786 × 0.772 +
2.5586 × 0.77 − 0.0051668 = 81%
1.1.7 Công suất cấp của động cơ (Pengine) của máy bay Piper Cherokee PA-28-180
ở chế độ bay thẳng đều:
Công suất cấp của động cơ:
Pengine  Preq :  p ( J )  82.3:81%  101,6hp
Phần trăm công suất cấp tối đa có thể có của động cơ ở cao độ 8000 ft
Ta có ở cao độ 8000 ft : Pengine  101, 6hp và
Pengine _ max  137.8hp
10
Pengine
Máy bay sử dụng :
Pengine _ max

101, 6hp
100%  73, 73%
137.8hp
1.2. Xác định vận tốc tối đa tại các cao độ khác nhau ở chế độ bay
thẳng đều.
Biết đặc tính công suất cấp tối đa của động cơ của máy bay Piper Cherokee PA-28180 theo cao độ được cung cấp bởi nhà sản xuất ở bảng dưới đây:
Hệ thống đẩy của máy bay Piper Cherokee PA-28-180 sử dụng 01 chong chóng khí
có đường kính 1.88 m, và hoạt động cơ số vòng quay (RPM) thiết kế cho chế độ bay
thẳng đều là 2700 vòng/phút. Hiệu suất (p) của hệ thống đẩy của máy bay trên được
đánh giá bởi biểu thức dưới đây:
1.2.1 Với giả thiết là hiệu suất đẩy của động cơ thay đổi không đáng kể so với hiệu
suất đẩy của động cơ ở vận tốc bay thẳng đều là 235 km/h cho trường hợp máy bay
chở đủ 03 hành khách của máy bay Piper Cherokee PA-28-180 ở cao độ 8000 ft
Ta tìm được vận tốc bay thẳng đều tối đa (Vmax) của máy bay Piper Cherokee PA28-180 ở cao độ 8000 ft
Ở độ cao 8000ft :  =0.9667 (kg/m3)
Ta có  
 0.9667

 0.7888
 SL 1.2256
11
Psea _ level  135kW  181hp
Pengine _ max  Psea _ level .(1.13  0.13)
Mà

Pengine _ max  181 (1.13  0.7888  0.13)  137.8hp
Hiệu suất được đánh giá bởi biểu thức:
𝜂𝑝 (𝐽) = −2.071895𝐽4 + 3.841567𝐽3 − 3.6786𝐽2 + 2.5586𝐽 − 0.0051668
 Trong đó: 𝐽 =
𝑉
𝑛×𝐷
;𝑛=
𝑅𝑃𝑀 𝑣ò𝑛𝑔
60
(
𝑔𝑖â𝑦
);
 D là đường kính chong chóng khí có giá trị bằng 1.88m
 RPM bằng 2700 vòng/phút
 V= 65.28 m/s
 Ta tính được: 𝑛 =
 𝐽=
𝑉
𝑛×𝐷
=
65.28
45×1.88
2700
60
= 45 (
𝑣ò𝑛𝑔
𝑔𝑖â𝑦
)
= 0.77
𝜂𝑝 (𝐽) = −2.071895 × 0.774 + 3.841567 × 0.773 − 3.6786 × 0.772 + 2.5586
× 0.77 − 0.0051668 = 80.94%
Giải phương trình cân bằng công suất để tìm Vmax :
b  mg 
1
Pr   0V 3 EAS Sa 
  Pe
1
2
0VEAS S
2
2
Với a, b được xác định trong phương trình:
CDp  0.02315  0.0696CL 2
a là hệ số lực cản CDp => a = 0.02315
b là hệ số k
-
=> b = 0.0696
Ta tìm Vmax1 theo phương trình:
1
0V 3 EAS Sa   Pe
2
12
 Vmax1 
 Vmax1 
-
 Pe
3
3
1
0 Sa
2
0,8094*137,5*746
 79,33
1
0,9667*14,86*0.02315
2
(m/s)
Ta tìm Vmax2 theo phương trình:
b  mg 
1
0V 3max1Sa 
  Pe
1
2
0Vmax1S
2
2
 Pe 
 Vmax 2 
 Vmax 2
3
b(mg ) 2
1
0Vmax1S
2
1
0 Sa
2
0.0696(1030*9.806) 2
0.8094*137.5*746 
1
0.9667 *79.33*14.86
3
2

1
0.9667 *14.86*0.02315
2
 Vmax 2  75.15 (m/s)
-
Tìm Vmax3:
 Pe 
Vmax 3 
3
b(mg ) 2
1
0Vmax 2 S
2
1
0 Sa
2
0.8094*137.5*746 
 Vmax 3 
3
0.0696(1030*9.806) 2
1
0.9667 *75.15*14.86
2
1
0.9667 *14.86*0.02315
2
 Vmax 3  74.9 (m/s)
-
Tìm Vmax4:
13
 Pe 
Vmax 4 
b(mg ) 2
1
0Vmax 3 S
2
1
0 Sa
2
3
0.8094*137.5*746 
 Vmax 4 
3
0.0696(1030*9.806) 2
1
0.9667 *74.9*14.86
2
1
0.9667 *14.86*0.02315
2
 Vmax 4  74.89 (m/s)
Ta thấy Vmax dần hội tụ về giá trị 74.89 (m/s)
 Vận tốc bay thẳng đều tối đa: Vmax= 74.89 (m/s)
1.2.2. Hiệu suất đẩy của động cơ ở vận tốc bay thẳng đều tối đa (Vmax) vừa tìm được
ở câu trên:
Hiệu suất được đánh giá bởi biểu thức:
 𝜂𝑝 (𝐽) = −2.071895𝐽4 + 3.841567𝐽3 − 3.6786𝐽2 + 2.5586𝐽 − 0.0051668
 Trong đó: 𝐽 =
𝑉
𝑛×𝐷
;𝑛=
𝑅𝑃𝑀 𝑣ò𝑛𝑔
60
(
𝑔𝑖â𝑦
);
 D là đường kính chong chóng khí có giá trị bằng 1.88m
 RPM bằng 2700 vòng/phút
 V= 74.88 m/s
 Ta tính được: 𝑛 =
 𝐽=
𝑉
𝑛×𝐷
=
74.89
45×1.88
2700
60
= 45 (
𝑣ò𝑛𝑔
𝑔𝑖â𝑦
)
= 0.8852
 𝜂𝑝 (𝐽) = −2.071895 × 0.88514 + 3.841567 × 0.88513 − 3.6786 ×
0.88512 + 2.5586 × 0.8851 − 0.0051668 = 76.97%
*Nhận xét: Hiệu suất đẩy của động cơ ở vận tốc Vmax = 74.87 (m/s) giảm đáng
kể so với hiệu suất ở vận tốc V=65.28 (m/s). Vì vậy, giả thiết ban đầu về hiệu
suất đẩy động cơ thay đổi không đáng kể là chưa hợp lí cho việc tính Vmax.
14
Với hiệu suất vừa tìm được  p  76.97% . Ta thực hiện lại quá trình tìm Vmax như
ở các bước trên, ta có:
-
Tìm V’max1:
V 'max1 
 Pe
3
1
0 Sa
2
 V 'max1 
-
0.7697*137,5*746
1
0,9667*14,86*0.02315
2
3
 78.01 (m/s)
Tìm V’max2:
 Pe 
 V 'max 2 
 V 'max 2
b(mg ) 2
1
0Vmax1S
2
1
0 Sa
2
3
0.0696(1030*9.806) 2
0.7697 *137.5*746 
1
0.9667 *78.01*14.86
3
2

1
0.9667 *14.86*0.02315
2
 V 'max 2  73.595 (m/s)
-
Tìm V’max3:
 Pe 
V 'max 3 
3
b(mg ) 2
1
0V 'max 2 S
2
1
0 Sa
2
0.7697 *137.5*746 
 V 'max 3 
3
0.0696(1030*9.806)2
1
0.9667 *73.595*14.86
2
1
0.9667 *14.86*0.02315
2
 V 'max 3  73.31 (m/s)
-
Tìm V’max4:
15
 Pe 
V 'max 4 
3
b(mg ) 2
1
0V 'max 3 S
2
1
0 Sa
2
0.7697 *137.5*746 
 V 'max 4 
3
0.0696(1030*9.806) 2
1
0.9667 *73.31*14.86
2
1
0.9667 *14.86*0.02315
2
 V 'max 4  73.29 (m/s)
Ta thấy Vmax dần hội tụ về giá trị 73.29 (m/s)
 Vận tốc bay thẳng đều tối đa: Vmax= 73.29 (m/s)
***Khi đó:
𝐽=
𝑉
73.29
=
= 0.8663
𝑛 × 𝐷 45 × 1.88
 𝜂𝑝 (𝐽) = −2.071895 × 0.86634 + 3.841567 × 0.86633 − 3.6786 ×
0.86632 + 2.5586 × 0.8663 − 0.0051668 = 78.13%
Vì vậy ta rút ra được quy trình xác định vận tốc bay thẳng đều tối đa của máy
bay Piper Cherokee PA-28-180 ở cao độ h:
Giả sử 𝜂𝑝 là thay đổi không đáng kể. Tìm Vmax từ phương trình cân bằng công
suất theo phương pháp cho hội tụ. Khi đó, vì J thay đổi theo V nên 𝜂𝑝 cũng thay đổi
theo V. Ta tìm lại 𝜂𝑝 ứng với Vmax vừa tìm được. Tiếp tục lập lại quy trình tìm Vmax
với 𝜂𝑝 vừa tìm được. Ta lập lại quy trình cho đến khi Vmax và 𝜂𝑝 đều hội tụ, khi đó ta
tìm được giá trị Vmax.
1.2.3 Từ quy trình đã thiết lập ở trên tiến hành phân tích đặc tính vận tốc bay thẳng
đều tối đa (Vmax) của máy bay Piper Cherokee PA-28-180 ở các cao độ 1000m;
1500m; 2000m; 3000m:
-Ở cao độ h=1000m
o η = 80.94%
16
o 𝜌 = 1.1117 kg/m3
o Pengine_max=162 HP=120852 kW
1
o
2
𝜌0 V3EASSa+1
𝑏(𝑚𝑔)2
= 𝜂Pe
𝜌 𝑉 3 Sa
2 0 𝐸𝐴𝑆
o 𝑇𝑎 𝑐ó
η∗Pe
o Vmax_1= 3√1
= 3√1
2
2
𝜌𝑆𝑎
0.8094𝑥120852
𝑥1.1117𝑥14.86𝑥0.02315
𝑏(𝑚𝑔)2
3 η∗Pe−1
𝜌𝑉
𝑆
2 𝑚𝑎𝑥_1
1
𝜌𝑆𝑎
2
o Vmax_2= √
= 79.98 𝑚/𝑠
0.0696(1030𝑥9.806)2
3 0.8094x120852−1
𝑥1.1117𝑥79.98𝑥14.86
2
1
𝑥1.1117𝑥14.86𝑥0.02315
2
=√
𝑏(𝑚𝑔)2
3 η∗Pe−1
𝜌𝑉𝑚𝑎𝑥_2 𝑆
2
1
𝜌𝑆𝑎
2
o Vmax_3= √
0.0696(1030𝑥9.806)2
3 0.8094x120852−1
𝑥1.1117𝑥76.94𝑥14.86
2
1
𝑥1.1117𝑥14.86𝑥0.02315
2
=√
= 76.94 m/s
= 76.81 m/s
Hiệu suất của hệ thống đẩy của máy bay ở vận tốc bay thẳng đều tối đa (Vmax) vừa
tìm được:
J=
𝑉
𝑛𝑥𝐷
76.81
= 2700
60
𝑥1.88
= 0.91
𝜂𝑝 (𝐽) = −2.071895𝐽4 + 3.841567𝐽3 − 3.6786𝐽2 + 2.5586𝐽 − 0.0051668
−2.071895(0.91)4 + 3.841567(0.91)3 − 3.6786(0.91)2 +
=
2.5586(0.91) − 0.0051668
= 75%
Với hiệu suất vừa tìm được 𝜂𝑝 = 0.75. Ta thực hiện lại quá trình tìm Vmax như trên,
ta có:
η∗Pe
o Vmax_1= 3√1
= 3√1
2
2
𝜌𝑆𝑎
0.75𝑥120852
𝑥1.1117𝑥14.86𝑥0.02315
𝑏(𝑚𝑔)2
3 η∗Pe−1
𝜌𝑉𝑚𝑎𝑥_1 𝑆
2
1
𝜌𝑆𝑎
2
o Vmax_2= √
0.0696(1030𝑥9.806)2
3 0.75x120852−1
𝑥1.1117𝑥79.98𝑥14.86
2
1
𝑥1.1117𝑥14.86𝑥0.02315
2
=√
𝑏(𝑚𝑔)2
3 η∗Pe−1
𝜌𝑉
𝑆
2 𝑚𝑎𝑥_2
1
𝜌𝑆𝑎
2
o Vmax_3= √
= 77.98 𝑚/𝑠
0.0696(1030𝑥9.806)2
3 0.75x120852−1
𝑥1.1117𝑥76.94𝑥14.86
2
1
𝑥1.1117𝑥14.86𝑥0.02315
2
=√
= 74.68 m/s
= 74.53 m/s
17
1000 (m)
1
2
3
4
5
J
0.7195
J
0.906679 J
0.882402 J
0.890717 J
0.888088
n
0.807
n
0.7537
0.7716
0.7659
0.7677
n
n
n
Vmax1 79.89111 Vmax1 78.09204 Vmax1 78.70543 Vmax1 78.51115 Vmax1 78.5726
Vmax2 76.83722 Vmax2 74.80954 Vmax2 75.50347 Vmax2 75.28397 Vmax2 75.35343
Vmax3 76.71075 Vmax3 74.6588
Vmax3 75.36157 Vmax3 75.13934 Vmax3 75.20967
Vmax4 76.70528 Vmax4 74.65154 Vmax4 75.35499 Vmax4 75.13256 Vmax4 75.20295
Vmax5 76.70504 Vmax5 74.65119 Vmax5 75.35468 Vmax5 75.13224 Vmax5 75.20264
Vmax6 76.70503 Vmax6 74.65117 Vmax6 75.35467 Vmax6 75.13222 Vmax6 75.20262
Bảng 1 : Bảng lặp vận tốc tối đa tại 1000m
Lập tương tự các bước trên đến khi Vmax và J hội tụ ta được bảng sau:
-Ở cao độ h=1500
o η = 80.94%
o 𝜌 = 1.0581 kg/m3
o Pengine_max=153 HP=114138 kW
o
1
2
𝜌0 V3EASSa+1
𝑏(𝑚𝑔)2
= 𝜂Pe
𝜌 𝑉 3 Sa
2 0 𝐸𝐴𝑆
o 𝑇𝑎 𝑐ó
η∗Pe
o Vmax_1= 3√1
= 3√1
2
2
𝜌𝑆𝑎
0.8094𝑥114138
𝑥1.0581𝑥14.86𝑥0.02315
𝑏(𝑚𝑔)2
3 η∗Pe−1
𝜌𝑉𝑚𝑎𝑥_1 𝑆
2
1
𝜌𝑆𝑎
2
o Vmax_2= √
0.0696(1030𝑥9.806)2
3 0.8094x114138−1
𝑥1.0581𝑥79.77𝑥14.86
2
1
𝑥1.0581𝑥14.86𝑥0.02315
2
=√
𝑏(𝑚𝑔)2
3 η∗Pe−1
𝜌𝑉
𝑆
2 𝑚𝑎𝑥_2
1
𝜌𝑆𝑎
2
o Vmax_3= √
= 79.77 𝑚/𝑠
0.0696(1030𝑥9.806)2
3 0.8094x114138−1
𝑥1.1117𝑥76.37𝑥14.86
2
1
𝑥1.0581𝑥14.86𝑥0.02315
2
=√
= 76.37 m/s
= 76.21 m/s
Hiệu suất của hệ thống đẩy của máy bay ở vận tốc bay thẳng đều tối đa (Vmax) vừa
tìm được:
18
J=
𝑉
𝑛𝑥𝐷
76.21
= 2700
60
𝑥1.88
= 0.9
𝜂𝑝 (𝐽) = −2.071895𝐽4 + 3.841567𝐽3 − 3.6786𝐽2 + 2.5586𝐽 − 0.0051668
−2.071895(0.9)4 + 3.841567(0.9)3 − 3.6786(0.9)2 + 2.5586(0.9) −
=
0.0051668
= 75.9%
Với hiệu suất vừa tìm được 𝜂𝑝 = 0.759. Ta thực hiện lại quá trình tìm Vmax như
trên, ta có:
η∗Pe
o Vmax_1= 3√1
= 3√1
2
2
𝜌𝑆𝑎
0.759𝑥114138
𝑥1.0581𝑥14.86𝑥0.02315
𝑏(𝑚𝑔)2
3 η∗Pe−1
𝜌𝑉
𝑆
2 𝑚𝑎𝑥_1
1
𝜌𝑆𝑎
2
o Vmax_2= √
= 78.07 𝑚/𝑠
0.0696(1030𝑥9.806)2
3 0.759x114138−1
𝑥1.0581𝑥78.07𝑥14.86
2
1
𝑥1.0581𝑥14.86𝑥0.02315
2
=√
𝑏(𝑚𝑔)2
3 η∗Pe−1
𝜌𝑉
𝑆
2 𝑚𝑎𝑥_2
1
𝜌𝑆𝑎
2
o Vmax_3= √
0.0696(1030𝑥9.806)2
3 0.759x114138−1
𝑥1.0581𝑥74.44𝑥14.86
2
1
𝑥1.1117𝑥14.86𝑥0.02315
2
=√
= 74.44 m/s
= 74.25 m/s
Lập tương tự các bước trên đến khi Vmax và J hội tụ ta được bảng sau:
1500m
1
2
3
4
5
J
0.7375
J
0.900596 J
0.877376 J
0.884988 J
0.882654
n
0.809
n
0.7586
0.7748
0.7698
0.7714
n
Vmax1 79.76046 Vmax1 78.06849 Vmax1 78.6203
Vmax2 76.35746 Vmax2 74.4246
n
n
Vmax1 78.45081 Vmax1 78.50513
Vmax2 75.05752 Vmax2 74.86339 Vmax2 74.92563
Vmax3 76.19861 Vmax3 74.23684 Vmax3 74.87983 Vmax3 74.68268 Vmax3 74.74589
Vmax4 76.19083 Vmax4 74.22664 Vmax4 74.8705
Vmax4 74.67309 Vmax4 74.73639
Vmax5 76.19045 Vmax5 74.22608 Vmax5 74.87001 Vmax5 74.67258 Vmax5 74.73588
Vmax6 76.19043 Vmax6 74.22605 Vmax6 74.86998 Vmax6 74.67255 Vmax6 74.73586
Bảng 2 : Bảng lặp vận tốc tối đa tại 1500m
19
-Ở cao độ h=2000m
o η = 80.94%
o 𝜌 = 1.0066 kg/m3
o Pengine_max=144.45 HP=107760 kW
o
1
2
𝜌0 V3EASSa+1
𝑏(𝑚𝑔)2
= 𝜂Pe
𝜌 𝑉 3 Sa
2 0 𝐸𝐴𝑆
o 𝑇𝑎 𝑐ó
η∗Pe
o Vmax_1= 3√1
2
𝜌𝑆𝑎
= 3√1
2
o Vmax_2= √
𝑥1.0066𝑥14.86𝑥0.02315
𝑏(𝑚𝑔)2
η∗Pe−1
3
0.8094𝑥107760
0.0696(1030𝑥9.806)2
0.8094x107760−1
3
=√
𝜌𝑉
𝑆
2 𝑚𝑎𝑥_1
1
𝜌𝑆𝑎
2
= 79.57 𝑚/𝑠
𝑥1.0066𝑥79.57𝑥14.86
2
1
𝑥1.0066𝑥14.86𝑥0.02315
2
= 75.76
m/s
3
η∗Pe−1
o Vmax_3= √
𝑏(𝑚𝑔)2
3
=√
𝜌𝑉
𝑆
2 𝑚𝑎𝑥_2
1
𝜌𝑆𝑎
2
0.0696(1030𝑥9.806)2
0.8094x107760−1
𝑥1.1117𝑥76.94𝑥14.86
2
1
𝑥1.0066𝑥14.86𝑥0.02315
2
= 75.56
m/s
Hiệu suất của hệ thống đẩy của máy bay ở vận tốc bay thẳng đều tối đa (Vmax) vừa
tìm được:
J=
𝑉
𝑛𝑥𝐷
75.56
= 2700
60
𝑥1.88
= 0.8931
𝜂𝑝 (𝐽) = −2.071895𝐽4 + 3.841567𝐽3 − 3.6786𝐽2 + 2.5586𝐽 − 0.0051668
−2.071895(0.8931 )4 + 3.841567(0.8931 )3 − 3.6786(0.8931 )2 +
=
2.5586(0.8931 ) − 0.0051668
= 76.42%
Với hiệu suất vừa tìm được 𝜂𝑝 = 0.7642. Ta thực hiện lại quá trình tìm Vmax như
trên, ta có:
η∗Pe
o Vmax_1= 3√1
2
𝜌𝑆𝑎
= 3√1
2
0.7642𝑥107760
𝑥1.0066𝑥14.86𝑥0.02315
= 78.06 𝑚/𝑠
20
η∗Pe−1
3
o Vmax_2= √
𝑏(𝑚𝑔)2
0.0696(1030𝑥9.806)2
0.7642x107760−1
3
=√
𝜌𝑉
𝑆
2 𝑚𝑎𝑥_1
1
𝜌𝑆𝑎
2
𝑥1.0066𝑥79.98𝑥14.86
2
1
𝑥1.0066𝑥14.86𝑥0.02315
2
= 74.01
m/s
3
η∗Pe−1
o Vmax_3= √
𝑏(𝑚𝑔)2
3
0.0696(1030𝑥9.806)2
0.7642x107760−1
=√
𝜌𝑉
𝑆
2 𝑚𝑎𝑥_2
1
𝜌𝑆𝑎
2
𝑥1.0066𝑥76.94𝑥14.86
2
1
𝑥1.0066𝑥14.86𝑥0.02315
2
= 73.78
m/s
Lập tương tự các bước trên đến khi Vmax và J hội tụ ta được bảng sau:
2000m
1
2
3
4
5
J
0.7562
J
0.893115 J
0.871802 J
0.878422 J
0.876529
n
0.8098
n
0.7642
0.7781
0.7741
0.7753
Vmax1 79.577
n
n
Vmax1 78.05438 Vmax1 78.52479 Vmax1 78.39
n
Vmax1 78.43048
Vmax2 75.77091 Vmax2 74.00452 Vmax2 74.55252 Vmax2 74.39571 Vmax2 74.44283
Vmax3 75.56943 Vmax3 73.7698
Vmax3 74.32873 Vmax3 74.16885 Vmax3 74.2169
Vmax4 75.55816 Vmax4 73.75536 Vmax4 74.31536 Vmax4 74.15519 Vmax4 74.20332
Vmax5 75.55753 Vmax5 73.75447 Vmax5 74.31456 Vmax5 74.15436 Vmax5 74.20251
Vmax6 75.5575
Vmax6 73.75441 Vmax6 74.31452 Vmax6 74.15431 Vmax6 74.20246
Bảng 3 : Bảng lặp vận tốc tối đa tại 2000m
-Ở cao độ h=3000m
o η = 80.94%
o 𝜌 = 0.90926 kg/m3
o Pengine_max=128.21 HP=95645 kW
o
1
2
𝜌0 V3EASSa+1
𝑏(𝑚𝑔)2
= 𝜂Pe
𝜌 𝑉 3 Sa
2 0 𝐸𝐴𝑆
o 𝑇𝑎 𝑐ó
21
η∗Pe
o Vmax_1= 3√1
= 3√1
2
2
𝜌𝑆𝑎
0.8094𝑥95645
𝑥0.90926𝑥14.86𝑥0.02315
𝑏(𝑚𝑔)2
3 η∗Pe−1
𝜌𝑉
𝑆
2 𝑚𝑎𝑥_1
1
𝜌𝑆𝑎
2
o Vmax_2= √
= 79.10 𝑚/𝑠
0.0696(1030𝑥9.806)2
3 0.8094x95645−1
𝑥0.90926𝑥79.10𝑥14.86
2
1
𝑥0.90926𝑥14.86𝑥0.02315
2
=√
𝑏(𝑚𝑔)2
3 η∗Pe−1
𝜌𝑉
𝑆
2 𝑚𝑎𝑥_2
1
𝜌𝑆𝑎
2
o Vmax_3= √
0.0696(1030𝑥9.806)2
3 0.8094x95645−1
𝑥0.90926𝑥76.94𝑥14.86
2
1
𝑥0.90926𝑥14.86𝑥0.02315
2
=√
= 74.78 m/s
= 74.52 m/s
Hiệu suất của hệ thống đẩy của máy bay ở vận tốc bay thẳng đều tối đa (Vmax) vừa
tìm được:
J=
𝑉
𝑛𝑥𝐷
74.52
= 2700
60
𝑥1.88
= 0.8809
𝜂𝑝 (𝐽) = −2.071895𝐽4 + 3.841567𝐽3 − 3.6786𝐽2 + 2.5586𝐽 − 0.0051668
−2.071895(0.91)4 + 3.841567(0.91)3 − 3.6786(0.91)2 +
=
2.5586(0.91) − 0.0051668
= 77.25%
Với hiệu suất vừa tìm được 𝜂𝑝 = 0.7725. Ta thực hiện lại quá trình tìm Vmax như
trên, ta có:
η∗Pe
o Vmax_1= 3√1
= 3√1
2
2
𝜌𝑆𝑎
0.7725𝑥95645
𝑥0.90926𝑥14.86𝑥0.02315
𝑏(𝑚𝑔)2
3 η∗Pe−1
𝜌𝑉
𝑆
2 𝑚𝑎𝑥_1
1
𝜌𝑆𝑎
2
o Vmax_2= √
0.0696(1030𝑥9.806)2
3 0.7725x95645−1
𝑥0.90926𝑥77.89𝑥14.86
2
1
𝑥0.90926𝑥14.86𝑥0.02315
2
=√
𝑏(𝑚𝑔)2
3 η∗Pe−1
𝜌𝑉
𝑆
2 𝑚𝑎𝑥_2
1
𝜌𝑆𝑎
2
o Vmax_3= √
= 77.89 𝑚/𝑠
0.0696(1030𝑥9.806)2
3 0.7725x95645−1
𝑥0.90926𝑥73.34𝑥14.86
2
1
𝑥0.90926𝑥14.86𝑥0.02315
2
=√
= 73.34 m/s
= 73.04 m/s
22
 Lập tương tự các bước trên đến khi Vmax và J hội tụ ta được bảng sau:
3000 (m)
1
2
3
4
5
J
J
0.872429 J
0.858441 J
0.862197 J
0.861262
n
0.7778
0.7854
0.7835
0.784
n
0.8065
n
n
n
Vmax1 79.00412 Vmax1 78.05563 Vmax1 78.30904 Vmax1 78.24584 Vmax1 78.26248
Vmax2 74.17214 Vmax2 73.02876 Vmax2 73.33532 Vmax2 73.25894 Vmax2 73.27906
Vmax3 73.83488 Vmax3 72.65648 Vmax3 72.97281 Vmax3 72.89402 Vmax3 72.91478
Vmax4 73.80956 Vmax4 72.6267
Vmax4 72.9443
Vmax4 72.86521 Vmax4 72.88604
Vmax5 73.80765 Vmax5 72.6243
Vmax5 72.94205 Vmax5 72.86292 Vmax5 72.88376
Vmax6 73.80751 Vmax6 72.62411 Vmax6 72.94187 Vmax6 72.86273 Vmax6 72.88358
Bảng 4 : Bảng lặp vận tốc tối đa tại 3000m
Đồ thị đặc tính vận tốc bay thẳng điều tối đa của máy bay Piper Cherokee PA-28180 theo cao độ:
75.5
Vmax (m/s)
75
74.5
74
73.5
73
72.5
0
500
1000
1500
2000
2500
3000
3500
Cao độ (m)
Hình 3 : đồ thị đặc tính vận tốc thẳng điều tối đa theo cao độ
Nhận xét: Vmax giảm dần theo cao độ do càng lên cao 𝜌 giảm xuống từ đó vận
tốc cũng giảm.
23
1.3. Phân tích đặc tính của công suất động cơ
1.3.1. Ở chế độ bay thẳng đều với chế độ bay lực cản tối thiểu (minimum drag) ở cao
độ 8000 ft:
Theo đề bài ta có: 𝐶𝐷 = 𝑎 + 𝑏 𝐶𝐿2 = 0.02315 + 0.0696𝐶𝐿2
Từ cuốn Performance and Stability of Aircraft, phần 2.3.Minimum drag and power
1
𝑎
2𝑚𝑔 𝑏 4
𝑏
𝜌0 𝑆
in level flight, ta có: Hệ số lực nâng 𝐶𝐿𝑚𝑑 = √ ; 𝑉𝐸𝑚𝑑 = √
Và 𝐶𝐿𝑚𝑝 = √
3𝑎
𝑏
2𝑚𝑔
; 𝑉𝐸𝑚𝑝 = √
𝑎
0.02315
𝑏
0.0696
+) 𝐶𝐿𝑚𝑑 = √ = √
𝜌0 𝑆
𝑏
( )
Lực
cản
𝑎
1
4
3𝑎
= 0.5767
1
𝑉𝐸𝑚𝑑
( )
1
2𝑚𝑔 𝑏 4
2 × 1030 × 9.806 0.0696 4
( ) =√
(
) = 49.38 𝑚/𝑠
=√
𝜌0 𝑆 𝑎
0.9667 × 14.86 0.02315
ma
sát
là:
1
1
2
2
2
𝐷𝑝 = 𝜌𝑉𝐸𝑚𝑑
𝑆𝐶𝐷𝑝 = × 0.9667 × 49.382 × 14.86 ×
0.02315 = 405.45 𝑁
2
Hệ số lực cản cảm ứng là 𝐶𝐷𝑖 = 𝑘𝐶𝐿𝑚𝑑
= 0.0696 × 0.57672 = 0.02315
Lực
cản
cảm
ứng
là
1
1
2
2
2
𝐷𝑖 = 𝜌𝑉𝐸𝑚𝑑
𝑆𝐶𝐷𝑖 = × 0.9667 × 49.382 × 14.86 ×
0.02315 = 405.45 𝑁
Công suất cản ma sát là: 𝑃𝑝𝑎𝑟𝑎𝑠𝑖𝑡𝑒_𝑚𝑑 = 𝐷𝑝 𝑉𝐸𝑚𝑑 = 405.45 × 49.38 = 20021 𝑊
Công suất cản cảm ứng là: 𝑃𝑖𝑛𝑐𝑙𝑢𝑑𝑒_𝑚𝑑 = 𝐷𝑖 𝑉𝐸𝑚𝑑 = 405.45 × 49.38 = 20021 𝑊
24
𝑃𝑟𝑒𝑞_𝑚𝑑 = 𝑃𝑝𝑎𝑟𝑎𝑠𝑖𝑡𝑒_𝑚𝑑 + 𝑃𝑖𝑛𝑐𝑙𝑢𝑑𝑒_𝑚𝑑 = 40042 𝑊 =
Công suất cản yêu cầu là:
53.6756 ℎ𝑝
Phần trăm của công suất yêu cầu và công suất tối đa của động cơ ở chế độ minimum
drag:
%
𝑃𝑟𝑒𝑞_𝑚𝑑
𝑃𝑒𝑛𝑔𝑖𝑛𝑒_𝑚𝑎𝑥
=
53.6756
137.5
= 39%
1.3.2. Ở chế độ bay thẳng đều với chế độ bay công suất cản tối thiểu (minimum power)
ở cao độ 8000:
+) 𝐶𝐿𝑚𝑝 = √
𝑉𝐸𝑚𝑝 = √
Lực
3𝑎
𝑏
2𝑚𝑔
𝜌0 𝑆
cản
3×0.02315
=√
𝑏
0.0696
1
4
2×1030×9.806
( ) =√
3𝑎
ma
sát
= 0.999
0.9667×14.86
là:
(
0.0696
3×0.02315
1
4
) = 37.52 𝑚/𝑠
1
1
2
2
2
𝐷𝑝 = 𝜌𝑉𝐸𝑚𝑝
𝑆𝐶𝐷𝑝 = × 0.9667 × 37.522 × 14.86 ×
0.02315 = 234 𝑁
2
Hệ số lực cản cảm ứng là 𝐶𝐷𝑖 = 𝑘𝐶𝐿𝑚𝑝
= 0.0696 × 0.9992 = 0.06946
Lực
cản
cảm
ứng
là
1
1
2
2
2
𝐷𝑖 = 𝜌𝑉𝐸𝑚𝑝
𝑆𝐶𝐷𝑖 = × 0.9667 × 37.522 × 14.86 ×
0.06946 = 702.33 𝑁
Công suất cản ma sát là: 𝑃𝑝𝑎𝑟𝑎𝑠𝑖𝑡𝑒_𝑚𝑝 = 𝐷𝑝 𝑉𝐸𝑚𝑝 = 234 × 37.52 = 8780 𝑊
Công suất cản cảm ứng là: 𝑃𝑖𝑛𝑐𝑙𝑢𝑑𝑒_𝑚𝑝 = 𝐷𝑖 𝑉𝐸𝑚𝑝 = 702.33 × 37.52 = 26351 𝑊
Công suất cản yêu cầu là: 𝑃𝑟𝑒𝑞_𝑚𝑝 = 𝑃𝑝𝑎𝑟𝑎𝑠𝑖𝑡𝑒_𝑚𝑝 + 𝑃𝑖𝑛𝑐𝑙𝑢𝑑𝑒_𝑚𝑝 = 35131 𝑊 =
47.0925 ℎ𝑝
Phần trăm của công suất yêu cầu và công suất tối đa của động cơ ở chế độ minimun
power:
%
𝑃𝑟𝑒𝑞_𝑚𝑝
𝑃𝑒𝑛𝑔𝑖𝑛𝑒_𝑚𝑎𝑥
=
47.0925
137.5
= 34.25%
Ta có tại độ cao 8000ft
Vận tốc Max : Vmax = 73.29 (m/s)
25
CL1 
m.g
1
. .V 2 .S
2
 CL 
1030.9,806
1
.0,9667.73.292.14,8645
2
 0.2617
CDcruise  0, 02315  0, 0696.CLcruise 2 = 0,02315  0,0696.0.26172  0.02792
D
1
 .V 2 .S .CD
2
1
D  .0,9667.73.292.14,8645.0.02792  1077.5 N
2
Preq  D.Vmax  1077.5  73.29  78969.9W  105.9hp
Vận tốc tại điều kiện lực cản tối thiểu : 𝑉𝐸𝑚𝑑 = 49.38 𝑚/𝑠  𝑃𝑟𝑒𝑞_𝑚𝑑 = 53.6756 ℎ𝑝
Vận tốc tại điều kiện công suất tối thiểu : 𝑉𝐸𝑚𝑝 = 37.52 𝑚/𝑠
 𝑃𝑟𝑒𝑞_𝑚𝑑 =
47.0925 ℎ𝑝
Vận tốc tại điều kiện thiết kế : Vdesign=65.28 m/s  Preq=82.3 hp
Vận tốc tại điều kiện thất tốc: Vstall=32.51m/s  Preq=48.42hp
Vận tốc tối đa Vmax = 73.29 (m/s)  Preq=105.9 hp
Đồ thị công suất cản yêu cầu theo vận tốc bay thẳng đều
120
max
100
design
mmD
Preq (hp)
80
mmP
stall
60
y = 0.0461x2 - 3.4725x + 112.53
R² = 1
40
20
0
0
10
20
30
40
50
60
70
80
V (m/s)
Hình 4: đồ thị công suất cản yêu cầu theo vận tốc bay thẳng đều
26
Ta thấy được biểu đồ mối quan hệ giữa công suất cản yêu cầu theo vận tốc bay thẳng
đều với tất cả các điểm vận tốc bay thẳng đều của máy bay Piper Cherokee PA-28180 ở cao độ 8000 ft là một đường cong.
Khi vận tốc điều kiện công suất tối thiểu tăng cho đến vận tốc max thì công suất cản
yêu cầu cũng tăng .
Ta thấy được vận tốc dừng nhỏ vận tốc tại điều kiện công suất tối thiểu nhưng công
suất cản yêu cầu lại lớn hơn .
1.3.3. Hoàn thiện các đồ thị biểu diễn công suất động cơ (dựa trên công suất cản yêu
cầu và hiệu suất đẩy của động cơ) theo vận tốc bay thẳng đều với tất cả các điểm vận
tốc bay thẳng đều của máy bay Piper Cherokee PA-28-180 ở các cao độ bay khác
nhau như đã triển khai trong bài tập phần 1, và phần 2 ( kết hợp hiển thị % công suất
so với công suất động cơ tối đa ở mỗi cao độ
Pengine (hp)
a. Ở độ cao 8000ft:
Vmax
%=1
160
140
120
100
80
60
40
20
0
Vstall
% = 0.6
Vmd
% = 0.52
V design
% = 0.74
Vmp
% = 0.52
0
10
20
30
40
50
60
70
80
Vận tốc (m/s)
Hình 5: bảng số liệu và đồ thị biểu diễn công suất cấp theo vận tốc tại 8000ft
27
b. Ở độ cao 1000m:
Vmax
%=1
180
160
Pengine (hp)
140
120
100
Vdesign
% = 0.59
Vmd
% = 0.42
Vstall
% = 0.5
80
60
Vmp
% = 0.43
40
20
0
0
10
20
30
40
50
60
70
80
Vận tốc (m/s)
Hình 6: bảng số liệu và đồ thị biểu diễn công suất cấp theo vận tốc tại 1000m
28
Ở độ cao 1500m:
Đồ thị biểu diễn công suất động cơ ở 1500m
Vmax
%=1
180
160
Pengine (hp)
140
120
Vdesign
% = 0.63
Vstall
% = 0.53
100
Vmd
5 = 0.45
80
60
Vmp
% = 0.46
40
20
0
0
10
20
30
40
50
60
70
80
Vận tốc (m/s)
Hình 7: bảng số liệu và đồ thị biểu diễn công suất cấp theo vận tốc tại 1500m
29
c. Ở độ cao 2000m:
Đồ thị biểu diễn công suất động cơ ở 2000m
Vmax
%=1
160
140
Vdesign
% = 0.69
Pengine (hp)
120
Vstall
% = 0.57
100
Vmd
% = 0.48
80
Vmp
% = 0.49
60
40
20
0
0
10
20
30
40
50
60
70
80
Vận tốc (m/s)
Hình 8: bảng số liệu và đồ thị biểu diễn công suất cấp theo vận tốc tại 2000m
30
d. Ở độ cao 3000m:
Đồ thị biểu diễn công suất động cơ ở 3000m
Vmax
%=1
140
120
Vstall
% = 0.65
Pengine (hp)
100
Vdesign
% = 0.82
Vmd
% = 0.56
80
Vmp
% = 0.56
60
40
20
0
0
10
20
30
40
50
60
70
80
Vận tốc (m/s)
Hình 9: bảng số liệu và đồ thị biểu diễn công suất cấp theo vận tốc tại 3000m
31
*Đồ thị tổng hợp:
Đồ thị biểu diễn công suất động cơ ở các độ cao khác nhau theo
V
Preq (hp)
180
160
8000ft
140
1000m
120
1500m
100
2000m
80
3000m
60
Poly. (8000ft)
40
Poly. (1000m)
20
Poly. (1500m)
0
0
10
20
30
40
50
60
70
80
Vận tốc (m/s)
Poly. (2000m)
Poly. (3000m)
Hình10: đồ thị tổng hợp biểu diễn công suất cấp theo vận tốc theo cao độ
Nhận xét
Từ biểu đồ ta thấy rõ tại điểm thiết kế hiệu suất đẩy là cao nhất. Máy bay Piper
Cherokee PA28-180 có tính năng bay tối ưu ở độ cao dao động từ 2400m đến
3000m .( % sử dụng công suất cấp 70%~80%)
Từ biểu đồ ta thấy khi tăng độ cao thì vận tốc của động cơ tăng lên kéo theo công
suất yêu cầu tăng cũng tăng từ đó cho thấy khi độ cao tăng ( phần trăm sử dụng
công suất/ công suất máy bay có thể cấp) tăng lên .Ở độ cao thấp thì % sử dụng
công suất thấp và ngược lại.
Ta thấy được bay cao có lợi hơn vì cùng hiệu suất đẩy nó bay nhanh hơn, chuyển
hoá năng lượng tốt hơn .
Khi tăng độ cao thì vận tốc max của máy bay giảm , ở độ cao thấp sử dụng ít công
suất hơn nên nó sẽ có độ dư công suất nhiều để đủ tăng tốc.
32
CHƯƠNG 2:
PHÂN TÍCH MỘT SỐ TÍNH NĂNG KHI THAY ĐỔI SỐ
VÒNG QUAY QUA VÒNG LẶP HIỆU SUẤT ĐẨY
2.1. Xác định tiêu hao nhiên liệu và quãng đường bay.
2.1.1 Phương pháp xác định thời gian bay, quãng đường bay của máy bay Piper
Cherokee PA28-180
+ Ta có quãng đường bay của máy bay được xác định bởi công thức:
(1)
1
2
Với k1  V 2 SCD 0 , k2 
-
2K
 SV 2
Quy trình tìm quãng đường bay tại vận tốc không đổi:
1. Chọn vận tốc bắt đầu bay là Vmin
power
2. Tìm CL ở điều kiện bay ổn định cho các trọng lượng tương ứng lúc bắt đầu
bay và kết thúc chuyến bay.
3. Tìm CD với 2 giá trị CL vừa tìm được bằng phương trình:
CD  0.02315  0.0696.CL 2
4. Tìm THPreq tại 2 giá trị CD tương ứng.
5. Giả sử giá trị hiệu suất (propeller efficiency)  p và tìm BHPreq
6. Từ sự biến thiên của BHP với rpm, ta tìm được rpm ở BHP ứng với độ cao
bay. Vì là phương trình bậc 2 nên có 2 nghiệm, chọn nghiệm phù hợp.
7. Từ rpm và vận tốc bay được thiết lập, tính J và  p .
8. Nếu hiệu suất giả định ở bước 5 và hiệu suất tính được từ bước 7 chênh lệch
nhau đáng kể, ta lặp lại các bước từ 5 đến 8 cho đến khi  p hội tụ.
9. Tìm BSFC của động cơ từ sự thay đổi mức nhiên liệu tiêu thụ so với số vòng
quay động cơ (rpm).
10. 1 U.S Gallon = 3.78l ,  fuel  0.76 (kg/l)
33
11. Thế vào phương trình (1) ở trên.
12. Lặp lại các quy trình tại các vận tốc khác nhau.
13. Sau đó tìm endurance .
Thực hiện phân tích ta có bảng kết quả như sau:
fuel
8000ft
V(m/s) Pengine
%Pe/Pemax efficiency(%) consumption Range(km) Endurance(h)
(gal/h)
Vstall
31.47
54.54
39.67
0.7982788
5.56
984.9
8.693
Vmp
37.52
59.20
43.06
0.717264
5.7
1142.72
8.465
Vmd
49.38
81.52
59.3
0.61542376
6.48
1318.3
7.416
Vdesign 65.28
117.21
85.25
0.6797061
8.42
1339.25
5.699
Vmax
136.58
99.4
0.7684626
10.46
1216.42
4.584
73.72
Bảng 5: Bảng vòng lặp hiệu suất đẩy
2.1.2. Phân tích ảnh hưởng của sự thay đổi nhiên liệu
Tại trường hợp Vdesign =235 km/h xét đến ảnh hưởng của sự thay đổi nhiên liệu
bằng cách chia thành 04 điểm: điểm A (full usable fuel); điểm B (3/4 usable fuel);
điểm C (1/2 usable fuel); và điểm D (1/4 usable fuel). Ta được bảng:
V=65,278 m/s
A=>B
B=>C
C=>D
D=>E
HS nuy
0.69085
0.6731
0.65523
0.63725
R (m)
331.6306
335.3636
338.5064
341.1233
Tổng R
1346.624
E (h)
1.411188
1.452964
1.49419
1.535197
Tổng E
5.893539
Fuel consum..
8.483305
8.240259
8.012611
7.797987
BSFC
2.869354
2.866926
2.870838
2.880918
Bảng 6: Bảng số liệu các thông số chia tại các điểm nhiên liệu
Nhận xét:
+ Nhìn chung, khi xét đến sự thay đổi khối lượng nhiên liệu theo thời gian, tổng quãng đường
và thời gian bay tính được lớn hơn so với khi không xét đến ảnh hưởng của sự thay đổi khối
lượng nhiên liệu. Cụ thể: Quãng đường tăng 0,55% và thời gian bay tăng 3,4%.
34
+ Ở trên ta chỉ chia quá trình bay thành 4 điểm để xét cho sự thay đổi khối lượng nhiên liệu,
kết quả của trường hợp này có thể xem như đã gần đúng. Tuy nhiên, để tính toán một cách
chính xác hơn thì ta cần chia quá trình bay thành nhiều điểm hơn (tính tích phân) để xét đến
sự thay đổi khối lượng nhiên liệu.
1600
Vmd
1400
Vmax
Vmp
1200
Vstall
Range(km)
Vdesign
y = -0.5468x2 + 62.972x - 453.79
R² = 0.9996
1000
800
600
400
200
0
0
10
20
30
40
50
60
70
80
V(m/s)
Hình 11: Đồ thị phân tích đặc tính thay đổi quãng đường theo các vận tốc bay thẳng đều
10
9
Vmp
Vstall
Vmd
8
Endurance(h)
7
Vdesign
6
Vmax
5
4
y = 2E-05x3 - 0.0049x2 + 0.2061x + 6.3397
R² = 0.9997
3
2
1
0
0
10
20
30
40
50
60
70
V(m/s)
Hình 12: Đồ thị phân tích đặc tính thay đổi thời gian bay theo các vận tốc bay thẳng đều
80
35
12
Vmax
Fuel cónumpsion (gal/h)
10
Vdesign
8
Vmd
Vstall
6
Vmp
y = 3E-05x3 - 0.0025x2 + 0.083x + 4.341
R² = 0.9998
4
2
0
0
10
20
30
40
50
60
70
80
V(m/s)
Hình 13: Đồ thị biểu diễn suất tiêu hao nhiên liệu khi bay ở cao độ 8000ft
Biểu đồ biểu diễn hiệu suất đẩy động cở ở độ cao 8000ft
0.9
0.8
Efficiency(%)
0.7
Vstall
Vmax
0.6
Vmp
Vmd
0.5
Vdesign
0.4
0.3
y = 0.0004x2 - 0.0401x + 1.6905
R² = 0.9948
0.2
0.1
0
0
10
20
30
40
50
60
70
80
Vận tốc (m/s)
Hình 14: Nội suy giữa vận tốc bay thẳng đều và hiệu suất hệ thống đẩy:
36
120
Vmax
Biểu đồ biểu diễn % sử dụng công suất động cơ ở độ cao 99.4%
Vdesign
8000ft
85.25%
%PHP/PEmax
100
80
Vmd
59.3%
Vstall Vmp
39.67% 43%
60
40
y = -0.0005x3 + 0.0906x2 - 3.7669x + 83.675
R² = 0.9997
20
0
0
10
20
30
40
50
60
70
80
V(m/s)
Hình 15: Biểu đồ biểu diễn % sử dụng công suất động cơ ở độ cao
2.1.3. Xét trường hợp máy bay Piper Cherokee PA-28-180 sử dụng 75% công suất
tối đa của động cơ.
Từ đó, ta xác định được suất tiêu hao nhiêu liệu, thời gian bay, quãng đường bay:
Ta có phương trình nội suy giữa vận tốc bay thẳng đều và tỉ lệ % sử dụng công suất
động cơ: %BHP = -0.0005V3 + 0.0906V2 - 3.7669V + 83.675 (1)
Khi máy bay sử dụng 75% công suất tối đa của động cơ. Thế vào pt (1) ta có:
0.75 = -0.0005V3 + 0.0906V2 - 3.7669V + 83.675  V = 59.52 (m/s)
Với V = 59.52 (m/s), ta có:
+ Pengine = 104 (hp)
+ Efficiency = 0.637315%
+ RPM = 1891 (v/p)
+ Fuel Consumption = 7.56 gal/h
+ BSFC = 2.9
+ Range = 1360 (km)
+ Endurance = 6.346 (h)
37
2.2. Phân tích tính năng ở chế độ bay lượn không động cơ (glide mode).
2.2.1 Giả sử động cơ bị sự cố máy bay chuyển trạng thái sang bay lượn
Ta đi xác định quãng đường bay lượn tối đa, thời gian bay lượn tối đa của máy bay
Piper Cherokee PA-28-180
W = 1030 (kg)
S = 14.86 (m2)
AR = 5.62
k = 0.0696
CDo = 0.02315
h = 8000 (ft) = 2438.4 (m)
𝜌 = 0.9667 (kg/m3)
𝑒=
1
1
=
= 0.8138
𝜋 × 𝐴𝑅 × 𝑘 𝜋 × 5.62 × 0.0696
Ta tính vận tốc giảm cao độ nhỏ nhất như sau:
𝑅𝐷𝑚𝑖𝑛 = √
=√
𝑊
32
𝐶𝐷𝑜
×
×√
𝑆 3𝜋𝜌 × 𝐴𝑅 × 𝑒
3𝜋 × 𝐴𝑅 × 𝑒
1030
32
0.02315
×
×√
14.86 3𝜋 × 0.9667 × 5.62 × 0.8138
3𝜋 × 5.62 × 0.8138
= 1.111 (𝑚/𝑠)
Thời gian bay lượn tối đa của máy bay ở độ cao 8000 ft là:
𝑡𝑀𝑎𝑥 =
ℎ
2438.4 (𝑚)
=
= 2195 (𝑠) = 36.58 𝑝ℎú𝑡
𝑅𝐷𝑚𝑖𝑛 1.111 (𝑚/𝑠)
38
Quãng đường lượn tối đa của máy bay được tính là:
𝑅𝑀𝑎𝑥 =
ℎ
𝐶𝐷𝑜
2√
𝜋 × 𝐴𝑅 × 𝑒
=
2438.4
0.02315
2√
𝜋 × 5.62 × 0.8138
= 30374 (𝑚) = 30.374 (𝑘𝑚)
Vượn tốc lượn xuống tối đa là:
𝑉𝑀𝑎𝑥 = √
√
2𝑊
𝜌𝑆√𝜋 × 𝐴𝑅 × 𝑒 × 𝐶𝐷𝑜
=
2 × 1030
0.9667 × 14.86 × √𝜋 × 5.62 × 0.8138 × 0.02315
= 15.77 (𝑚/𝑠)
2.2.2. Giả sử động cơ bị sự cố và máy bay xả hết lượng nhiên liệu được phép sử dụng
(usable fuel)
Khi máy bay xả hết nhiên liệu được phép sử dụng thì khối lượng W khi này là:
W = 884.5 (kg)
Với các dữ liệu khác không đổi, ta tìm lại giá trị vận tốc giảm cao độ tối thiểu là:
𝑅𝐷𝑚𝑖𝑛 = √
=√
𝑊
32
𝐶𝐷𝑜
×
×√
𝑆 3𝜋𝜌 × 𝐴𝑅 × 𝑒
3𝜋 × 𝐴𝑅 × 𝑒
884.5
32
0.02315
×
×√
14.86 3𝜋 × 0.9667 × 5.62 × 0.8138
3𝜋 × 5.62 × 0.8138
= 1.029 (𝑚/𝑠)
Thời gian bay lượn tối đa của máy bay ở độ cao 8000 ft là:
𝑡𝑀𝑎𝑥 =
ℎ
2438.4 (𝑚)
=
= 2370 (𝑠) = 39.5 𝑝ℎú𝑡
𝑅𝐷𝑚𝑖𝑛 1.029 (𝑚/𝑠)
Quãng đường lượn tối đa của máy bay được tính là:
39
𝑅𝑀𝑎𝑥 =
ℎ
𝐶𝐷𝑜
2√
𝜋 × 𝐴𝑅 × 𝑒
=
2438.4
0.02315
2√
𝜋 × 5.62 × 0.8138
= 30374 (𝑚) = 30.374 (𝑘𝑚)
Vượn tốc lượn xuống tối đa là:
𝑉𝑀𝑎𝑥 = √
√
2𝑊
𝜌𝑆√𝜋 × 𝐴𝑅 × 𝑒 × 𝐶𝐷𝑜
=
2 × 884.5
0.9667 × 14.86 × √𝜋 × 5.62 × 0.8138 × 0.02315
= 14.61 (𝑚/𝑠)
Qua hai trường hợp giả thiết trên ta có nhận xét rằng khối lượng của máy bay khi bay
lượn không ảnh hưởng tới quãng đường lượn tối đa của máy bay. Và khi khối lượng
máy bay giảm sẽ làm tăng thời gian bay lượn tối đa của máy bay, việc này làm gia
tăng khả năng sống sót, khắc phục sự cố, thêm thời gian tìm vị trí hạ cánh trong bán
kính Rmax và cũng là thời gian lớn nhất để xác định có kịp cứu hộ hay không.
2.2.3. Từ mối quan hệ giữa khối lượng máy bay, cao độ bay ở chế độ bay lượn không
động cơ (glide mode) thời gian bay lượn không động cơ (glide mode) của máy bay
Piper Cherokee PA-28-180 sẽ lâu nhất ở tình huống nào? và sẽ giá trị bao nhiêu?
Thời gian bay lượn không động cơ (glide mode) của máy bay Piper Cherokee PA-28180 sẽ lâu nhất lúc máy bay có khối lượng nhỏ nhất và giả sử ở trường hợp density =
1.2256 kg /m3 ( bay cao độ mặt biển tiêu chuẩn ).
Thời gian bay lượn của động cơ được tính bằng:
t
h
RD
40
Ta có: RDmin 
CD0
W
32
.
.
S 3 .AR.e 3 .AR.e
Tại độ cao h = 8000ft. Để thời gian bay lượn lâu nhất thì khối lượng bay phải nhỏ
nhất. Khi đó ta xem như máy bay không có hành khách và nhiên liệu rỗng.
 W = 644.5*9.806 = 6319.967 (N)
Khi đó:
RDmin 
6319.967
32
0.02315
.
.
14.86 3*1.2256 *5.62*0.8138 3 *5.62*0.8138
 RDmin  2.4429 (m/s)
Ta có: tmax 
 tmax 
h
RD min
8000*0.3048
2.4429
 tmax  998s (s)
 tmax  16.63 (phút)
2.3. Phân tích tính năng bay lượn vòng cao độ không đổi (banked level
turn)
2.3.1 Với độ dư công suất cấp của hệ thống đẩy của mỗi điểm vận tốc bay thẳng đều
ta xác định góc lượn (phi) tối đa, vận tốc máy bay, hệ số tải lực (load factor, N), bán
kính bay lượn vòng (radius of turn), thời gian thực hiện hết một vòng bay lượn.
Trong trường hợp bay lượn vòng với các độ cao không đổi: giữ cho các đặc tính khí
động không thay đổi so với bay thẳng đều trước đó. Sự tăng năng lượng sẽ chuyển
hoá toàn bộ thành thế năng và động năng. Vì độ cao không đổi nên thế năng không
đổi suy ra động năng tăng, vận tốc thay đổi theo căn bậc ba độ thay đổi công suất.
41
Từ các chế độ bay thẳng đều ta xác định được các giá trì từ vòng lặp phần 3 ta được
các giá trị ban đầu dưới bảng :
 Pt 
N

Load factor
 
P
2/3
Tỉ lệ tăng vận tốc :
Vratio  N
Vận tốc bay vòng:
Vturn  Vbd Vratio

-Tính góc lượn
tiếp tục tìm được hiệu suất mới tại Vturn
:
tan   N 2  1
Ban đầu
V (m/s)
BHP (hp)
RPM (v/p)
J
HS NUY
%BHP
Vstall
31.4688
60.68072
1284.528
0.78186
0.8084
0.4413
Vmp
37.51963
62.92925
1311.312
0.91316
0.7483
0.4577
Vmd
49.37861
83.4177
1574.693
1.00078
0.6434
0.6067
Vdesign
65.27807
118.4441
2160.87
0.96412
0.69484
0.8614
-Bán kính bay lượn vòng:
-Vận tốc góc:  
R
V2
g N 2 1
V
(rad/s)
R
-Thời gian bay lượn hết một vòng: T 
2

V
 Vturn _ old  3
Tiếp tục vòng lập với turn _ new
new
old
cho đến khi rpm,
vận tốc bay vòng, hiệu suất đẩy hội tụ.
42
Sau 4 lần lập ta được bảng như sau:
Bảng 7: Bảng số liệu các thông số sau 4 lần lập hộ tụ tại chế độ bay lượn vòng
2.3.2. Giả sử với lượng nhiên liệu cho phép tối đa là 50 lít, tại mỗi điểm vận tốc bay
thẳng đều máy bay có thể thực hiện bay lượn vòng trong thời gian và số vòng tối đa.
Từ mỗi điểm vận tốc ta tìm được tốc độ vòng quay
+ FuelConsumption = 0.0059r2+0.1124r+3.3255 (gal/hr)
+ FuelConsumption =3.785412.( 0.0059r2+0.1124r+3.3255 ) (l/hr)
+ Edunrance = 50(l) / fuelconsumption(l/hr)
+ Range = Endurance x Vận tốc
Từ câu 1 ta tìm được bán kính bay lượn vòng
+ Chu vi vòng lượn = 2𝜋𝑟 (km)
+ Số vòng = Range / Chu vi
43
Lần lượt tại mỗi điểm vận tốc ta tìm được thời gian bay tối đa và số vòng bay
tối đa tại mức nhiên liệu 50lit theo bảng sau:
Vstall
Vmp
Vmd
Vdesign
Vận tốc (m/s)
39.7642447
46.590602
58.5906473
70.0005268
Hiệu suất đẩy
0.71953
0.655725
0.652088
0.7384
RPM (v/p)
1345.931
1497.934
1879.174
2417.187
J
0.94289502
0.9926566
0.99507245
0.92423936
BHP (hp)
65.79038
77.75069
103.4325
129.1755
%BHP
0.47847549
0.5654596
0.75223636
0.93945818
FuelConsumtion(gal/hr) 5.9071293
6.3330235
7.52115558
9.48966605
FuelConsumtion (l/h)
22.3609181
23.973103
28.4706726
35.9222958
Endurance(h)
2.23604414
2.0856707
1.75619314
1.39189322
Range
320.092583
349.82156
370.427375
350.759732
Bán kính (m)
130.080487
188.88395
353.198161
879.184701
Chu vi (m)
0.817
1.187
2.219
5.524
Số vòng
391.79
294.71
166.93
63.5
Bảng 8: Bảng số liệu các thông số khi bay lượn vòng tại mức nhiên liệu 50l
2.3.3. Giả sử ở trường hợp máy bay trên bay lượn vòng theo chế độ giữ nguyên công
suất như đang bay thẳng đều thì việc bay lượn vòng với cùng góc lượn ở mỗi vận tốc
bay thẳng đều như trên thì quá trình chuyển hóa thế năng của máy bay được thực
hiện:
Ta có công thức tính sin của góc bay giảm cao độ:
sin  
N 1
từ đó ta tìm
CL / CD
được góc bay giảm cao độ 
-
-
Vậnn tốc giảm cao độ  s
 Vt sin 
Thời gian bay hết 1 vòng
t1vong 
2 Vt
R1vong
44
h  t1vong  Vs
-
Độ giảm cao độ khi bay hết 1 vòng
-
Cao độ giảm khi máy bay lượn hết 1 vòng = độ cao ban đầu (2438.4m)- h
(m)
Lần lượt tại mỗi điểm vận tốc ta được bảng sau:
Bảng 9: Bảng số liệu các thông số khi bay lượn vòng theo chế độ giữ nguyên công suất như bay thẳng đều
2.3.4. Quá trình chuyển hóa thế năng của máy bay khi ở trường hợp máy bay trên
bay lượn vòng ở cao độ không đổi, nhưng muốn gia tăng góc lượn vòng thêm 15 độ
so với giá trị góc lượn vòng đã có khi máy bay sử dụng tối đa công suất cấp của động
cơ:
Vì máy bay lượn vòng thêm 15 độ so với giá trị góc lượn vòng đã có, ta có:
N = 1/ cos(150) = 1.035
Sử dụng công thức tương tự như ở câu 3:
+ Góc bay giảm cao độ: sin  
N 1
CL / CD
+ Vận tốc giảm cao độ:  s  Vt sin 
+ Thời gian bay lượn hết 1 vòng: t1vong 
2 Vt
R1vong
+ Cao độ giảm khi bay lượn được 1 vòng: h  t1vong  Vs
Tại các điểm vận tốc ta được bảng giá trị sau:
Bảng 10: Bảng số liệu các thông số khi bay lượn vòng theo chế độ tăng góc lượn thêm 15 độ
45
2.4. Phân tích chế độ bay lấy cao độ vận tốc không đổi (climbing at
constant speed).
2.3.1. Vận tốc lấy cao độ tối đa đạt được tại mỗi điểm vận tốc bay thẳng đều của máy
bay ở cao độ 8000 ft:
Chiếu theo phương chuyển động của máy bay ta được
phương trình lực:
dV
dt
T  D  mg sin   m
Theo phương của lực nâng:
L  mg cos   0
Xét ở trường hợp ở chế độ bay lấy cao độ vận tốc
không đổi ta có công thức:  co 
 Pe  DV
mg
Thay các phương trình chiếu vào ta có:  co 
Suy ra : co 
Ta
có
sin    Pe
 Pe
mg
3
 cos  2
công
S
2
2mg
(C / C 3/2 )
S D L
thức
(mg ) 3/2 .CL1/2 
:
 Pe
mg

DV
cos 
L
(2)
sin  
 Pe
mVg

D
L
suy
ra
CD
CL
Tìm được góc  ta tiếp tục thế vào công thức (2) để tìm vận tốc lấy độ cao một cách
chính xác:
46
Lần lượt tính, ta thu được bảng sau:
Bảng 11: Bảng số liệu các thông số khi bay lấy cao độ
2.4.2. Vận tốc lấy cao độ tối đa ứng với chế độ bay thẳng đều ở công suất tối thiểu
(minimum power) lần lượt cho các cao độ bay thẳng đều sau: 4000 ft; 8000 ft; 12000
ft; 16000 ft.
Để xác định vận tốc lấy cao độ tối đa ứng với chế độ bay thẳng đều ở công suất tối
thiểu (minimum power):
Tìm V thẳng đều tại các cao độ 4000 ft; 8000 ft; 12000 ft; 16000 ft? với Cl và Cd
không đổi.
V
2mg
 SCL
Thế V vào vòng lập ta tìm được hiệu suất đẩy , tốc độ vòng quay (rpm)
Công suất tối đa Pengine _ max  181 (1.13 
Vận
tốc
sin    Pe
giảm
S
2
cao
độ
:
(mg ) 3/2 .CL1/2 
 co 

 0.13)
 SL
 Pe
mg
 cos 
3
2
2mg
(CD / CL 3/2 )
S
với
CD
CL
47
Thực hiện các bước trên tại các độ cao ta được bảng:
Bảng 12: Bảng số liệu các thông số khi bay lấy cao độ tại điêu kiện công suất tối thiểu
Ta thấy ở chế độ bay thẳng đều RPM của động cơ thường thấp (dưới 2000
vòng/phút).
Nên khi đẩy lên công suất tối đa ở cao độ bay đang xét thì RPM của động cơ sẽ được
đẩy lên 2650 - 2700 vòng/phút. Điều này dẫn đến J = V/nD ở điểm công suất tối đa
sẽ có xu hướng giảm.
Khi đẩy lên công suất tối đa ta ta sấp xỉ RPM =2700 vòng/phút
Tính lại hiệu suất đẩy khi đẩy tối đa công suất với vận tốc bay thẳng điều :
𝐽=
𝑉
𝑛×𝐷
;
𝑛=
𝑅𝑃𝑀 𝑣ò𝑛𝑔
60
(
𝑔𝑖â𝑦
)
𝜂𝑝 (𝐽) = −2.071895𝐽4 + 3.841567𝐽3 − 3.6786𝐽2 + 2.5586𝐽 − 0.0051668
Tính tại các độ cao :
H (m)
RPM
J
NUY
4000ft
2700
0.41804
0.63894
8000ft
2700
0.44349
0.66097
12000ft
2700
0.47316
0.68498
16000ft
2700
0.50475
0.70861
48
Hình 16: Sự thay đổi với hiệu suất
Hiệu suất hệ thống đẩy tăng dần khi J ( propeller efficiency ) tăng
Sau khi tính lại hiệu suất đẩy tại từng độ cao ta được bảng vận tốc giảm độ cao :
Tóm lại ta có bảng so sánh :
Bảng 13: Bảng so sánh các số liệu ở hai chế độ khi tính lại hiệu suất đẩy và lúc chưa tính
49
2.4.3. Xác định trần cao độ của máy bay Piper Cherokee PA-180-28
Có thể nội suy được hàm mối quan hệ giữa độ cao bay thẳng đều với vận tốc lấy độ
cao tối đa từ bảng trên:
Mối quan hệ giữa độ cao và vận tốc lấy cao độ tối đa
18000
16000
16000
14000
12000
Độ cao (ft)
12000
10000
8000
8000
y = -66.809x3 + 553.55x2 - 5553.3x + 22565
R² = 1
6000
4000
4000
2000
0
0
0.5
1
1.5
2
2.5
3
3.5
4
4.5
Vận tốc lấy cao độ tối đa (m/s)
Hình 17: Mối quan hệ giữa độ cao và vận tốc lấy cao độ tối đa
Hàm xác định mối quan hệ giữa cao độ bay thẳng đều với vận tốc lấy cao độ tối đa ở
cao độ đó cho máy bay Piper Cherokee PA-180-28 là hàm bậc 3:
H = -66.809v3 + 553.55v2 - 5553.3v + 22565 (1)
Service ceiling là độ cao mà tại đó máy bay không thể duy trì được vận tốc lấy cao
độ hơn 100ft/phút (p) tương đương với 0.508 (m/s ).
Thế vận tốc lấy cao độ v= 0.508(m/s) vào phương trình (1)
Ta được Service ceilling = 19878 (ft)
2.5. Phân tích các đặc tính của máy bay khi cất cánh và hạ cánh
Trên cơ sở các kiến thức trong tài liệu giảng dạy của môn học, báo cáo phân tích mẫu
của máy bay Piper Cherokee PA-28-180, cùng với các video clip liên quan, mỗi nhóm
hãy phân tích các đặc trưng của quá trình cất cánh/hạ cánh của mẫu máy bay trên. Từ
đó đưa ra các phương pháp đánh giá định lượng cho quá trình cất cánh/hạ cánh của
máy bay Piper Cherokee PA-28-180.
50
Theo tìm hiểu, cất và hạ cánh là các chế độ bay rất phức tạp và đặc biệt nguy hiểm
trong quá trình bay của một chiếc máy bay.
Theo thống kê, nếu lấy thời gian bay của một chiếc Boeing là 1,5 giờ, thì quá trình
cất cánh chỉ chiếm 2% thời gian đó nhưng lại chiếm đến 14% số vụ tai nạn chết người.
Tỉ lệ tai nạn xảy ra ở quá trình cất cánh là lớn hơn rất nhiều so với quá trình bay bẳng
( chiếm 57% thời gian bay nhưng chỉ có 11% vụ tai nạn). Và nếu một người chưa tìm
hiểu kỹ về cơ học bay thì sẽ rất khó tin là quá trình hạ cánh chỉ chiếm 4% thời gian
bay nhưng lại có một tỉ lệ xảy ra tai nạn khổng lồ là 49%. Sở dĩ có con số này là do
lúc đó máy bay đang có độ cao thấp và bay chậm dẫn đến việc không có đủ thời gian
cho phi công có thể xử lý kịp sự cố xảy ra tai nạn. Bởi vậy, nhiều nhà nghiên cứu tin
rằng: Cất cánh và hạ cánh là quá trình nguy hiểm nhất của một chuyến bay.
Hình 18: Thống kê các giai đoạn trong quá trình bay
Khi máy bay ở độ cao 10.000m, nếu xảy ra sự cố, phi công sẽ có khoảng thời gian
dài để giải quyết. Trong trường hợp cả 2 động cơ đều dừng hoạt động thì máy bay
cũng có khoảng thời gian để bay lượn theo các luồng không khí. Theo ước tính thì
khi đó phi công sẽ có khoảng 8 phút để tìm một vị trí hạ cánh tối ưu và an toàn nhất.
Ngược lại ở quá trình cất và hạ cánh, trong điều kiện máy bay đang ở độ cao thấp và
vận tốc nhỏ, một chiếc máy bay thương mại phổ biến chỉ có khoảng từ 30 đến 35 giây
cho việc cất cánh, điều này dường như là vô nghĩa cho yêu cầu thời gian giải quyết
sự cố của phi công. Trường hợp này hầu hết các phi công sẽ quyết định tiếp tục cất
cánh, bởi lẽ việc ngừng cất cánh khi đang di chuyển trên đường băng với vận tốc 160
51
km/h là rất khó khăn. Và nếu không tiếp tục cất cánh thì máy bay sẽ đi hết đường
băng và tiếp tục bay như một viên đạn sắt đang tìm kiếm một sự va chạm kinh hoàng.
Quá trình hạ cánh nguy hiểm hơn nhiều so với cất cánh đơn giản là vì khi một chiếc
máy bay có xu hướng di chuyển chậm lại và đang trong quá trình đáp xuống đường
băng nó sẽ dễ bị tác động hơn lúc cất cánh. Trong quá trình hạ cánh thông thường,
phi công sẽ liên lạc với kiểm soát không lưu, xếp hàng chờ theo đường băng thích
hợp và thông báo cho phi hành đoàn. Quá trình cất cánh cũng diễn ra tương tự. Nhưng
khi hạ cánh thì tất cả mọi thứ diễn ra trong khi máy bay hướng về đường băng thay
vì rời khỏi đường băng.
 Tuy nhiên, đến bây giờ thì máy bay vẫn được xem như là loại phương tiện an
toàn nhất. Theo ước tính thì khoảng 2,5 triệu chuyến bay mới xảy ra một vụ
tai nạn. Và theo một thống kê vui thì xác suất bạn gặp tai nạn máy bay sẽ
thấp hơn xác suất bạn bị tử vong do ăn thịt bò.
Mục tiêu chính của bài báo cáo này là tìm hiểu và ước tính khoảng cách cần
thiết để máy bay có thể cất và hạ cánh. Đây không phải là các thao tác đơn lẻ mà là
một loạt các thao tác được phân chia thành các quá trình đơn giản.
2.5.1. Chế độ cất cánh:
Hình 19: Các giai đoạn của quá trình cất cánh
Trong suốt quá trình cất cánh, ngoài khối lượng không tải và hàng hoá, hành
khách là cố định, máy bay sẽ chịu tải trọng của lượng nhiên liệu cần thiết cho chuyến
52
bay. Khi đó, động cơ sẽ phải làm việc ở hiệu suất cao để máy bay có thể cất cánh
trong khoảng thời gian ngắn nhất. Đối với máy bay dân dụng thì còn có nhiều điều
kiện phức tạp hơn nữa bởi yêu cầu giảm tiếng ồn đến mức tối thiểu.
- Quá trình cất cánh được chia thành 4 giai đoạn:
 Giai đoạn 1: chạy đà trên mặt đất (Ground run):
Trong giai đoạn này, máy bay tăng tốc đến “vận tốc ngóc”, VTO. Độ cao của
máy bay vẫn không đổi cho nên CL,CD cũng không đổi.
Ta có phương trình chuyển động:
𝑇 − 𝐷 − 𝜇𝑅 =
𝑊 𝑑𝑉
(1)
𝑔 𝑑𝑡
Trong đó:
𝑅 =𝑊−𝐿
+ Tại điều kiện mặt biển tiêu chuẩn: BHP = Const = 135 kW với 2700 rpm
𝑉
𝑆1 = ∫0 𝑇𝑂
𝑊𝑉
𝑔𝐹
 𝐹=
Ta có:
Mà
𝑑𝑉
(2)
𝐵𝐻𝑃×𝜂𝑝
𝑉
− 𝐷 − 𝜇(𝑊 − 𝐿 )
𝑉𝑇𝑂 = 1.2𝑉𝑆𝑡𝑎𝑙𝑙
𝑉𝑆𝑡𝑎𝑙𝑙 = √
2𝑊
𝜌𝑆𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥
Với : + 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥 = 1.42
+ 𝑊 = 10100.8 (𝑁)
+ 𝑆 = 14.86 𝑚2
+ 𝜌𝑠𝑙 = 1.225 𝑘𝑔/𝑚3
=> 𝑉𝑆𝑡𝑎𝑙𝑙 = 27.948 𝑚/𝑠
𝑚
=> 𝑉𝑇𝑂 = 1.2 ∗ 𝑉𝑆𝑡𝑎𝑙𝑙 = 33.5377 ( )
𝑠
Theo tài liệu tham khảo ‘Aerodynamics for engineering student’ ta sẽ tính bước tiến
của chong chóng và lực đẩy tĩnh ( lực đẩy tĩnh không đổi trong cả quá trình cất cánh).
Vì máy bay được thiết kế để bay ở vận tốc thiết kế nên ta tính bước tiến của cánh quạt
và lực đẩy tĩnh ở vận tốc thiết kế (Vdesign).
 Pitch = Vdesign/(rpm/60) =65.28/(2127/60)=1.84
 Picth/D =1.84/1.88 =0.98
53
pitch 

KT0  57000 1.97 

D 

 Hệ số lực đẩy tỉnh:  57000 1.97  0.98 
 56458.29
T0 
KT0  b.hb
rpm  D( feet )
 Lực đẩy tĩnh:  56458.29  181  0.454  9.806  2716.698 N
1.88
2700 
0.3048
𝑉
Quãng đường chạy đà : 𝑆1 = ∫0 𝑇𝑂
𝑊𝑉
𝑔𝐹
𝑑𝑉
 𝐹 = 𝑇𝑜 − 𝐷 − 𝜇(𝑊 − 𝐿 )

S1  272m
 Giai đoạn 2: chuẩn bị ngóc lên (Rotation):
Giai đoạn này xảy ra rất nhanh, máy bay bắt đầu quá trình bay lên ( tức là xoay
quanh trục y ) do tín hiệu điều khiển từ phi công, do đó đến cuối giai đoạn này lực
nâng lớn hơn trọng lực và máy bay bắt đầu rời đường băng.
 Giai đoạn 3: ngóc lên hoàn toàn (Flare):
Trong giai đoạn này, đường bay thay đổi để phù hợp với góc chế độ lên dần
cuối cùng. Trọng tâm của máy bay di chuyển theo quỹ đạo gần như tròn.
** Trong thực tế, để đơn giản hơn người ta giả định giai đoạn 2 (rotation) và
giai đoạn 3 (Flare) được xem như diễn ra nhanh ngay tức khắc.
+ Tại quá trình này ta xét vận tốc:
𝑉2 = 1.1𝑉𝑇𝑂
*Lưu ý rằng trong quá trình này, chiều cao đạt được bị bỏ qua.
Phương trình chuyển động:
𝑊 𝑑𝑉 𝑊
𝑉2 2 − 𝑉𝑇𝑂 2
)
𝑇−𝐷 =
=
×(
𝑔 𝑑𝑡
𝑔
2𝑠2
54
( 𝑉2 2 − 𝑉1 2 = 2𝑎𝑠 )
=> 𝑆2 =
𝑊
𝑉2 2 − 𝑉𝑇𝑂 2
)
×(
2𝑔
𝑇−𝐷
+ Trong giai đoạn này, T = 2716 N và D =1019.953 N được tính tại vận tốc trung
bình cộng của V2 và VTO
Từ VTO đã tính ở giai đoạn 1:
𝑉2 = 1.1 × 33.5377 = 36.89147 𝑚/𝑠
=> 𝑠2 = 71.69 𝑚
 Giai đoạn 4: bay lên dần (Initial climb):
Trong chế độ này, máy bay sẽ lên dần đều với một góc leo và vận tốc leo
không đổi đạt dần đến độ cao cất cánh h ( khoảng 15 m ). Lực đẩy, CL, CD cũng coi
như không đổi.
 𝐺ó𝑐 𝑙ấ𝑦 𝑐𝑎𝑜 độ (𝐶𝑙𝑖𝑚𝑏 𝑎𝑛𝑔𝑙𝑒):
𝛾=(
𝑇−𝐷
𝑊
)
Với T và D được tính tại V2, ta tính được: 𝛾 = 9.026 𝑑𝑒𝑔
=> 𝑆3 =
𝑠𝑐𝑟𝑒𝑒𝑛ℎ𝑒𝑖𝑔ℎ𝑡
𝛾
=
15
9.026 𝜋/180
= 95.215 (𝑚)
Tổng quãng đường cất cánh:
𝑺 = 𝑺𝟏 + 𝑺𝟐 + 𝑺𝟑 = 𝟐𝟕𝟐 + 𝟕𝟏. 𝟔𝟗 + 𝟗𝟓. 𝟐𝟏𝟓 = 𝟒𝟑𝟖. 𝟗𝟎𝟓 (𝒎)
Ta thấy rằng, quãng đường cất cánh tỉ lệ với trọng lượng. Ngoài ra, chiều dài cất cánh
còn ít nhiều chịu ảnh hưởng bới các yếu tố như: Tỉ trọng không khí (ảnh hưởng tới
lực đẩy), nhiệt độ môi trường, gió, đường băng, sự điều khiển của phi công,..
+ Nhiệt độ, tỉ trọng, độ ẩm không khí sẽ ảnh hưởng đến lực đẩy máy bay. Nhiệt độ
cao sẽ làm giảm lực đẩy.
+ Trong trường hợp đường băng không hoàn toàn nằm ngang như đường chân trời,
vectơ trọng lượng của máy bay sẽ không vuông góc với đường băng.
+ Trong điều kiện gió thổi cùng chiều hay ngược chiều cũng sẽ ảnh hưởng nhiều đến
vận tốc cất cánh và quãng đường cất cánh.
2.5.2 Chế độ hạ cánh:
55
Ta cũng chia chế độ hạ cánh thành bốn giai đoạn như cất cánh (hình bên dưới), hoặc
trong trường hợp đơn giản hoá có thể coi gồm hai giai đoạn chính.
Hình 20: Các giai đoạn của quá trình hạ cánh
Ta có công thức tính quãng đường hạ cánh:
𝑆𝑙𝑎𝑛𝑑
𝑉ớ𝑖
𝑉𝑎 2
=−
2𝑎
𝑉𝑎 = 1.3𝑉𝑠𝑡𝑎𝑙𝑙
Được biết khi hạ cánh máy bay có:
+ CLmax
+ Landing flap setting : 1.86
+ Stalling speed: 24.43 (m/s)

𝑉𝑎 = 31.759𝑚/𝑠
+ 𝑎 = −1.22 𝑚/𝑠 2 (xét với hệ thống phanh đơn giản)
 𝑺𝒍𝒂𝒏𝒅 = 𝟒𝟏𝟑. 𝟒 𝒎
56
hệ số lực đẩy
Stall
Vstall
mmPower
mmDrag
Design
Max
V
31.46
37.5
49.4
65.28
73.67
D
1163.4
936.3
810.9
940.6
1084.6
RPM
1213
1268
1551
2127
2631
nuy
0.798
0.716
0.616
0.681
0.77
J
0.827735
0.943855
1.016503
0.979504
0.893641
CT
0.2357148
0.173602
0.10049
0.06198
0.04671
Pengine
54.54
59.247
81.4
116.81
136
CP
0.21689241
0.206262
0.154846
0.086157
0.053001
J
0.827735
0.943855
1.016503
0.979504
0.893641
CT
0.2357148
0.173602
0.10049
0.06198
0.04671
CP
0.21689241
0.206262
0.154846
0.086157
0.053001
Pitch
1.5561418
1.774448
1.911025
1.841467
1.680046
Pitch/D
0.827735
0.943855
1.016503
0.979504
0.893641
Kto
65109.1051
58490.25
54349.34
56458.29
61352.45
To(N)
3132.96341
2814.473
2615.218
2716.698
2952.198
hệ số công
suất
S1
272
s2
71.69492
s3
95.21497
Stake-off
438.9099
Slanding
413.4
Bảng 14: Bảng tổng hợp các số liệu khi máy bay cất cánh và hạ cánh
57
Ngoài những thông số tính toán trong công thức trên, trong thực tế thì quãng
đường hạ cánh còn phụ thuộc vào rất nhiều yếu tố khác như: Gió, kỹ thuật điều khiển
của phi công, điều kiện thời tiết, hệ thống phanh, đường băng,…
+
Theo tìm hiểu, khi máy bay gần tiếp đất, người phi công thường điều khiển
máy bay ngóc đầu lên để tăng lực cản, giảm vận tốc và tiếp đất bằng hệ thống càng
sau rồi sau đó mới cải bằng máy bay về vị trí nằm ngang. Những phi công ít kinh
nghiệm thường có xu hướng kết thúc chế độ kéo ngóc khi máy bay vẫn chưa chạm
đất và máy bay gần như “trôi” trên mặt đất, giảm ga cho đến khi máy bay chạy thất
tốc trên đường băng. Còn người phi công kinh nghiệm thì thường tiếp đất ngay khi
hết chế độ kéo ngóc với vận tốc máy bay lớn hơn vận tốc thất tốc và đây chính là
chiều dài yêu cầu. Quá trình “cải bằng máy bay” diễn ra rất nhanh sau khi tiếp đất.
+
Khi máy bay hạ cánh, vận tốc giảm => động năng giảm đi khi càng bắt đầu
chạm đất và hệ thống phanh hoạt động, do vậy, hệ số ma sát lúc này sẽ bằng tổng hợp
các hệ số ma sát lăn, phanh và ảnh hưởng lớn bởi vận tốc và điều kiện đường băng
khô hay ướt.
Hình 21: Sự thay đổi của lực ma sát giữa bánh xe và đường băng theo vận tốc
2.5.3. Tìm hiểu thêm về sự ảnh hưởng của một số yếu tố đến việc cất và hạ cánh
của máy bay:
58
1. Gió:
 Gió thổi ngược chiều (Headwind):
+ Làm cho thời gian cất cánh ngắn nhất
+ Tốc độ hạ cánh thấp và thời gian hạ cánh ngắn hơn
 Gió thổi cùng chiều (Tailwind):
+ Quãng đường cất cánh lớn hơn nhiều và giảm góc lấy cao độ đáng kể =>
Điều này được đáng giá là không tốt cho quá trình cất cánh của máy bay.
+ Quãng đường hạ cánh cũng được tăng lên tương tự.
+ Việc quyết định cất hoặc hạ cánh trong điều kiện gió cùng chiều cần phải
được đánh giá an toàn một cách chính xác để chắn chắn rằng ta có đủ quãng
đường để thể hiện cất hoặc hạ cánh.
 Gió thổi ngang (Crosswind): Làm ảnh hưởng đến hiệu suất cất cánh và hạ
cánh.
 Gió giật (Gusting winds):
+ Cất cánh: Tình huống gió giật mạnh sẽ yêu cầu bạn giữ máy bay trên mặt
đất trong một khoảng thời gian dài hơn một chút do đó tăng tốc độ cất cánh
tổng thể của bạn.
+ Hạ cánh: Điều kiện gió giật cũng đòi hỏi tốc độ hạ cánh cao hơn, dẫn đến
việc hạ cánh lâu hơn.
2. Điều kiện đường băng (bề mặt cất hoặc hạ cánh):
a. Cất cánh
-
Cỏ, nền đất mềm hoặc tuyết làm tăng lực cản lăn và do đó quá trình cất cánh
trên mặt đất sẽ dài hơn so với đường băng được xây kín hoặc lát đá.
-
Cỏ khô có thể tăng khoảng cách cất cánh lên đến 15 phần trăm. Cỏ ướt dài có
thể tăng thêm khoảng cách này tùy thuộc vào độ dài và độ ướt của cỏ cũng
như trọng lượng và kích thước bánh xe của máy bay.
-
Máy bay thường không thể cất cánh trên bãi cỏ dài ẩm ướt.
-
Các vũng nước trên đường băng cũng có thể làm chậm khả năng lấy vận tốc
đáng kể.
59
b. Hạ cánh:
-
Khi hạ cánh, cỏ hoặc tuyết khiến mặt đất tăng lên, dù lực cản lăn tăng lên
nhưng lại làm hệ thống phanh trở nên kém hiệu quả.
-
Cỏ ướt dài có thể đồng nghĩa với việc tăng rất nhiều lần chạy tiếp đất.
3. Bề mặt điều khiển phụ
- Cánh cản: khi sử dụng cùng lúc ở cả 2 cánh chính, giúp tăng lực cản và thất
thoát lực nâng, kiểm soát tốc độ lúc hạ cánh và nâng cao hiệu quả phanh. Vì
thế khi hạ cánh phi công sẽ thiết lập cánh cản thích hợp để hạ cánh.
-Cánh tà sau (Flaps): Khi nó gập xuống làm tăng độ cong của cánh, tăng lực
nâng tác dụng lên cánh vì thế giảm tốc độ thất tốc (Stall speed), đồng thời cũng
làm tăng lực cản cảm ứng (Induced drag). Vì thế, cánh tà sau được sử dụng
khi máy bay đang bay ở vận tốc thấp, góc tấn lớn.
-Cánh tà trước (Slats) cũng là một bề mặt điều khiển tạo hệ số lực nâng lớn
được lắp ở mép trước của cánh chính. Khi bay ở góc tấn lớn cần dùng nó để
uốn dòng không khí thổi qua cánh nhằm đẩy lùi điểm tách rời lớp biên về phía
sau để tăng góc tấn tới, đồng nghĩa với việc máy bay có thể bay với vận tốc
thấp hơn, góc tấn lớn hơn bình thường.
Như vậy khi cất cánh, hay hạ cánh thì máy bay đang đang ở trạng thái vận tốc
thấp, và hiệu chỉnh góc tấn lớn nên trước khi cất cánh hay hạ cánh phi công sẽ
bắt đầu thiết lập bung Flaps hay Slats ở một vận tốc thích hợp để nhầm tạo
được một lực nâng đủ thể thực hiện quá trình.( thường khi trước khi cất cánh
Flaps sẽ được thiết lập ở 5 độ), ( ở máy bay A321 vận tốc khoảng 350 knot
thì Flaps sẽ bung ở mức 1 trên bảng điều khiển của phi công, thường thì lúc
hạ cánh sẽ bung full Flaps hay tuỳ từng điều kiện).
4. Hiệu ứng mặt đất:
-
Khi bay gần mặt đất, cánh tạo ra lực cản ít hơn so với cánh bay ra khỏi mặt
đất. Do đó, cánh hoạt động hiệu quả hơn trong khi tác dụng trên mặt đất.
60
-
Mặc dù điều này có thể hữu ích trong các trường hợp, nhưng nó cũng có
thể khiến những người điều khiển không cẩn thận mong đợi hiệu suất leo
cao hơn so với khả năng duy trì của máy bay.
-
Khi hạ cánh, hiệu ứng mặt đất có thể tạo ra hiện tượng "lơ lửng" và dẫn
đến lộn vòng (hoặc chạy quá tốc độ, nếu bỏ qua các dấu hiệu nguy hiểm),
đặc biệt là ở tốc độ tiếp cận rất nhanh.
-
Máy bay cánh thấp nhạy cảm với hiệu ứng mặt đất hơn máy bay cánh cao.
-
Hiệu ứng mặt đất làm cho nó có thể được nâng lên ở góc nghiêng quá cao
hoặc quá sớm so với tải nặng. Cất cánh quá dốc (hoặc quá sớm) sẽ làm cho
góc tấn có lực cản và lực đẩy gần bằng nhau, do đó không có cơ hội tăng
tốc..
-
Nếu bạn vô tình để lại hiệu ứng mặt đất quá sớm và máy bay không thể
tăng tốc đến tốc độ leo thích hợp của nó, cách duy nhất để xử lý tình huống
là hạ mũi xuống, cho phép máy bay tăng tốc, rồi lên cao.
5. Bề mặt cánh:
Các chất lắng đọng trên bề mặt cánh, chẳng hạn như hạt mưa hoặc côn trùng,
có thể có ảnh hưởng đáng kể đến các loại tàu bay có dòng chảy tầng, chẳng hạn như
được sử dụng trên một số tàu lượn có động cơ tự phóng và máy bay tự chế tạo hiệu
suất cao.
Sự hiện diện của sương giá bề mặt, băng hoặc tuyết ảnh hưởng đến hiệu suất
của cánh. Vết rạn hoặc vết lõm nhỏ trên bề mặt nâng hoặc cánh quạt cũng sẽ làm
giảm hiệu suất.
 Giữ cho tất cả các bề mặt nâng không bị hư hại và sạch sẽ để đảm bảo
hiệu suất tối đa.
6. Áp suất bánh xe:
Áp suất của lốp thấp sẽ làm tăng thời gian cất cánh. Đây là điều luôn cần được
kiểm tra trong quá trình kiểm tra sơ bộ của các kỹ sư bảo dưỡng trước chuyến bay.
TÀI LIỆU THAM KHẢO
1. https://mobitool.net/tai-sao-qua-trinh-may-bay-cat-canh-va-ha-canh-lainguy-hiem-nhat.html
61
2. “Cơ học vật bay” – PGS Lê Quang
3. (report) Piper Cherokee PA-28-180
4. “Take-off and Landing” - Good Aviation Practice
5. https://www.pinterest.com/pin/296182112965731901/
62